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航天器姿态敏捷稳健控制方法与应用 版权信息
- ISBN：9787030698384
- 条形码：9787030698384 ; 978-7-03-069838-4
- 装帧：一般胶版纸
- 册数：暂无
- 重量：暂无
- 所属分类：>
航天器姿态敏捷稳健控制方法与应用 内容简介
本书以多年预先研究和工程型号研制成果为基础，重点论述了敏捷航天器姿态机动控制和稳健性设计的方法与技术。以航天器快速姿态机动、快速稳定及稳健运行为目标，给出姿态机动所需的轨迹规划方法、控制力矩陀螺操纵律设计、姿态机动控制方法与应用实例，并针对敏捷航天器的特点，给出稳健控制所需的故障诊断及处置体系、系统安全性设计方法与应用等内容。
航天器姿态敏捷稳健控制方法与应用 目录
目录
第1章 绪论 1
1.1 敏捷航天器的研制发展 1
1.2 航天器敏捷控制技术的现状与发展 5
1.2.1 敏捷机动姿态路径规划研究 5
1.2.2 敏捷机动控制研究 7
1.3 航天器稳健控制技术的发展 8
1.3.1 航天器敏捷稳健技术背景 8
1.3.2 航天器稳健控制技术发展历程 9
1.3.3 航天器稳健控制技术研究现状 10
1.3.4 航天器稳健控制技术应用 12
参考文献 15
第2章 姿态路径规划方法 18
2.1 概述 18
2.2 坐标系介绍 19
2.3 姿态重定向的路径规划 19
2.3.1 路径规划方法 19
2.3.2 适用于姿态重定向的基准重置方法 35
2.3.3 仿真实例 37
2.4 多边界约束的路径规划 46
2.4.1 路径规划问题描述 46
2.4.2 方法实现 47
2.4.3 仿真实例 51
2.5 动目标跟踪的路径规划 52
2.5.1 星体跟踪动目标的路径规划 52
2.5.2 面向像移补偿的动目标路径规划 56
参考文献 62
第3章 控制力矩陀螺构型及操纵律设计 63
3.1 概述 63
3.2 单框架控制力矩陀螺精确模型 63
3.2.1 低速框架动力学模型 64
3.2.2 低速框架迟滞时延特性模型 69
3.2.3 高速转子扰动模型 71
3.2.4 模型校验 75
3.3 控制力矩陀螺构型设计 80
3.3.1 角动量包络及奇异特性分析 80
3.3.2 标称框架角设计 83
3.3.3 构型分析 84
3.4 控制力矩陀螺操纵律设计 89
3.4.1 剪刀型控制力矩陀螺操纵律 90
3.4.2 基于零运动奇异规避操纵方法 93
3.4.3 指令力矩螺旋式搜索的操纵方法 98
3.4.4 指令力矩调节及动态分配操纵方法 103
3.4.5 变速控制力矩陀螺操纵律设计 109
参考文献 115
第4章 敏捷航天器姿态机动控制方法与应用 117
4.1 概述 117
4.2 面向敏捷成像任务的姿态机动控制实现 117
4.2.1 面向被动推扫的姿态重定向控制 118
4.2.2 面向主动推扫的动中成像姿态控制 125
4.3 敏捷航天器姿态机动控制方法 131
4.3.1 挠性附件的模态参数辨识 131
4.3.2 基于CMG力矩矢量调节的姿态机动控制 136
4.3.3 基于挠性模态实时测量信息的姿态协调控制 146
4.4 姿态机动与附件指向的复合控制方法 151
4.4.1 附件敏捷指向规划 151
4.4.2 运动补偿与力矩补偿 162
4.5 面向航天器敏捷机动的陀螺误差标校与系统时延补偿 175
4.5.1 陀螺的全误差标定 175
4.5.2 系统时延补偿 181
参考文献 187
第5章 敏捷航天器稳健设计的故障定位方法 189
5.1 概述 189
5.2 稳健设计的故障定位框架体系 189
5.3 部件独立故障定位方法 191
5.3.1 基于专家知识的故障定位方法 191
5.3.2 基于模型知识的故障定位方法 200
5.3.3 基于数据的故障定位方法 205
5.4 同类部件故障定位方法 209
5.4.1 基于平衡方程等价性的陀螺组件故障定位方法 209
5.4.2 基于奇偶空间的CMG组件故障定位方法 214
5.5 不同类部件故障定位方法 219
5.5.1 基于运动学模型的故障定位方法 219
5.5.2 基于动力学模型的故障定位方法 234
5.6 系统级故障检测方法 238
5.7 故障定位结果融合方法 239
参考文献 240
第6章 敏捷航天器稳健设计的安全性策略及控制方法 242
6.1 概述 242
6.2 稳健系统的安全性设计策略 242
6.2.1 安全模式的总体设计 243
6.2.2 全姿态捕获的逻辑设计 245
6.2.3 全姿态捕获的控制设计 246
6.3 系统欠配置下的姿态控制方法 248
6.3.1 无角速度测量的自旋状态确定 249
6.3.2 无角速度测量的太阳搜索及对日定向控制 258
6.3.3 无角速度测量的异常姿态转正常的控制方法 263
6.3.4 控制力矩陀螺欠配置的三轴姿态稳定控制 272
6.3.5 推力器欠配置的三轴角速度控制 279
参考文献 286
第1章 绪论 1
1.1 敏捷航天器的研制发展 1
1.2 航天器敏捷控制技术的现状与发展 5
1.2.1 敏捷机动姿态路径规划研究 5
1.2.2 敏捷机动控制研究 7
1.3 航天器稳健控制技术的发展 8
1.3.1 航天器敏捷稳健技术背景 8
1.3.2 航天器稳健控制技术发展历程 9
1.3.3 航天器稳健控制技术研究现状 10
1.3.4 航天器稳健控制技术应用 12
参考文献 15
第2章 姿态路径规划方法 18
2.1 概述 18
2.2 坐标系介绍 19
2.3 姿态重定向的路径规划 19
2.3.1 路径规划方法 19
2.3.2 适用于姿态重定向的基准重置方法 35
2.3.3 仿真实例 37
2.4 多边界约束的路径规划 46
2.4.1 路径规划问题描述 46
2.4.2 方法实现 47
2.4.3 仿真实例 51
2.5 动目标跟踪的路径规划 52
2.5.1 星体跟踪动目标的路径规划 52
2.5.2 面向像移补偿的动目标路径规划 56
参考文献 62
第3章 控制力矩陀螺构型及操纵律设计 63
3.1 概述 63
3.2 单框架控制力矩陀螺精确模型 63
3.2.1 低速框架动力学模型 64
3.2.2 低速框架迟滞时延特性模型 69
3.2.3 高速转子扰动模型 71
3.2.4 模型校验 75
3.3 控制力矩陀螺构型设计 80
3.3.1 角动量包络及奇异特性分析 80
3.3.2 标称框架角设计 83
3.3.3 构型分析 84
3.4 控制力矩陀螺操纵律设计 89
3.4.1 剪刀型控制力矩陀螺操纵律 90
3.4.2 基于零运动奇异规避操纵方法 93
3.4.3 指令力矩螺旋式搜索的操纵方法 98
3.4.4 指令力矩调节及动态分配操纵方法 103
3.4.5 变速控制力矩陀螺操纵律设计 109
参考文献 115
第4章 敏捷航天器姿态机动控制方法与应用 117
4.1 概述 117
4.2 面向敏捷成像任务的姿态机动控制实现 117
4.2.1 面向被动推扫的姿态重定向控制 118
4.2.2 面向主动推扫的动中成像姿态控制 125
4.3 敏捷航天器姿态机动控制方法 131
4.3.1 挠性附件的模态参数辨识 131
4.3.2 基于CMG力矩矢量调节的姿态机动控制 136
4.3.3 基于挠性模态实时测量信息的姿态协调控制 146
4.4 姿态机动与附件指向的复合控制方法 151
4.4.1 附件敏捷指向规划 151
4.4.2 运动补偿与力矩补偿 162
4.5 面向航天器敏捷机动的陀螺误差标校与系统时延补偿 175
4.5.1 陀螺的全误差标定 175
4.5.2 系统时延补偿 181
参考文献 187
第5章 敏捷航天器稳健设计的故障定位方法 189
5.1 概述 189
5.2 稳健设计的故障定位框架体系 189
5.3 部件独立故障定位方法 191
5.3.1 基于专家知识的故障定位方法 191
5.3.2 基于模型知识的故障定位方法 200
5.3.3 基于数据的故障定位方法 205
5.4 同类部件故障定位方法 209
5.4.1 基于平衡方程等价性的陀螺组件故障定位方法 209
5.4.2 基于奇偶空间的CMG组件故障定位方法 214
5.5 不同类部件故障定位方法 219
5.5.1 基于运动学模型的故障定位方法 219
5.5.2 基于动力学模型的故障定位方法 234
5.6 系统级故障检测方法 238
5.7 故障定位结果融合方法 239
参考文献 240
第6章 敏捷航天器稳健设计的安全性策略及控制方法 242
6.1 概述 242
6.2 稳健系统的安全性设计策略 242
6.2.1 安全模式的总体设计 243
6.2.2 全姿态捕获的逻辑设计 245
6.2.3 全姿态捕获的控制设计 246
6.3 系统欠配置下的姿态控制方法 248
6.3.1 无角速度测量的自旋状态确定 249
6.3.2 无角速度测量的太阳搜索及对日定向控制 258
6.3.3 无角速度测量的异常姿态转正常的控制方法 263
6.3.4 控制力矩陀螺欠配置的三轴姿态稳定控制 272
6.3.5 推力器欠配置的三轴角速度控制 279
参考文献 286
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航天器姿态敏捷稳健控制方法与应用 节选
第1章 绪论 1.1 敏捷航天器的研制发展 顾名思义，能够在较短时间内实现姿态大角度快速机动的航天器称为敏捷航天器（agile spacecraft）［1］。敏捷航天器能够根据任务要求快速改变姿态指向，实现对目标的快速、灵活探测，从而在单轨道周期内完成多点目标成像、立体成像、条带拼接成像和主动推扫成像等遥感任务。从另外一个角度来看，基于航天器的敏捷控制能力，可显著扩展航天器作为在轨操控平台的服务能力和效率，为空间攻防中的快速攻击和快速闪避提供保证。 敏捷航天器的相关技术研究在世界各国高分辨率对地观测商业卫星的应用发展中备受关注［2］。美国*早的伊科诺斯（Ikonos）及其之后的快鸟（QuickBird）、地球之眼1号（GeoEye1）、世界观测1号（WorldView-1）和世界观测2号（WorldView-2）等对地观测卫星均在一定程度上实现了姿态快速机动功能；法国的昴宿星（Pleiades）及印度的制图2号卫星（Cartosat2）也同样具备作为敏捷航天器的姿态快速机动能力［3］。 *具代表性的敏捷航天器包括美国的WorldView系列、GeoEye系列、法国的Pleiades系列等。由于具有敏捷姿态机动能力，这些卫星不仅能够沿轨道前进方向进行前视和后视成像，一次过境即可对星下点轨迹附近的区域目标进行多方位扫描，经过数据处理能够得到无明显时间差的立体图像；而且通过敏捷姿态机动，能够以一定角度进行左右侧视或侧摆成像，从而获得所需的非星下点目标的影像数据，极大地提高了卫星的观测范围和工作效率。 WorldView系列是美国DigitalGlobe公司研制的新一代商业对地观测卫星系统［4］，是全球**批使用了控制力矩陀螺（control moment gyroscope，CMG）的商业卫星。WorldView1（图1-1）［5］发射于2007年，运行于高度496km、倾角98°、周期93.4min的太阳同步轨道上，平均重访周期为1.7天，星载大容量全色成像系统每天能够拍摄多达50万平方公里、0.5m分辨率的图像。卫星以重2.5t、高3.6m、宽2.5m、太阳电池帆板展开后总跨度7.1m的质量和结构特性，能够实现偏离天底方向±45°范围机动，机动的角加速度可达2.29（°）/s2，机动角速度可达4.45（°）/s，侧摆机动300km（约35°）仅需9s时间，在其发射后的很长一段时间内被认为是全球分辨率*高、响应速度*快的商业遥感卫星，具备高精度的地理定位能力和极为迅速的任务响应能力，能够快速瞄准要拍摄的目标，并有效地进行同轨立体成像。WorldView2（图12）于2009年10月6日发射入轨，运行于770km高度的太阳同步轨道，能够提供0.5m全色图像和1.8m分辨率的多光谱图像，能够更快速和更准确地从一个目标转向另一个目标，同时也能进行多个点目标的拍摄。 图1-1 WorldView-1 图1-2 WorldView-2 WorldView-3（图13）［6］于2014年8月成功发射，作为美国DigitalGlobe公司的第四代商业光学卫星，是**颗具有多载荷、超高光谱、高分辨率的商业卫星，是全球首颗0.3m分辨率的遥感卫星，能够在更短的时间内获取影像数据，平均回访周期不到1天，同时每天的采集数据量也非常惊人，采集范围高达68万平方公里。WorldView4（图14）［7］于2016年11月发射，与WorldView-3卫星组成星座，WorldView-4相比于WorldView3，能够更快速地从一个目标移动到另一个目标，并且能够存储更大量的数据。 图1-3 WorldView-3 图1-4 WorldView-4 Pleiades卫星（图15）是法国继SPOT系列之后的新一代商业遥感卫星，重量1t，轨道高度694km，轨道周期98.64min。与SPOT系列卫星不同的是，Pleiades卫星通过卫星绕三轴同时机动，实现对多个目标更为灵活的观测，除了具有侧视成像能力以外，还可以在很短的时间内调整观测角度，对点目标成像，也可以沿飞行轨迹前视和后视成像，生成近似同时的立体像对。 图1-5 Pleiades卫星 对敏捷航天器的控制研究在中国同样备受关注。2006年2月9日，中国颁发了《国家中长期科学和技术发展规划纲要（2006—2020年）》，高分辨率对地观测系统同载人航天与探月工程、北斗导航系统等一并作为16个重大专项之一。从2010年5月正式获准实施，2012年进入全面建设阶段，目标是在2020年左右建成“三高”——高时间分辨率、高空间分辨率、高光谱分辨率的对地观测系统，具有时空协调、全天候、全天时、观测范围全球覆盖的稳定运行系统。该项目的发布和实施无疑对推动敏捷航天器的研究及应用提供了良好的契机。 2008～2010年，针对高精度、高稳定敏捷遥感卫星发展需求，北京控制工程研究所开展了敏捷小卫星平台控制系统总体设计技术、基于小型控制力矩陀螺的敏捷姿态控制技术研究，完成小型控制力矩陀螺和微小型一体化姿态轨道确定系统工程样机研制，并通过数字和物理仿真试验进行了验证，为实现中国对地观测技术的跨越式发展奠定了基础。 2012年12月，中国高分辨率对地观测重大专项管理办公室举办了“**届高分辨率对地观测学术研讨会——卫星遥感与应用”，主要探讨了天基对地观测及应用领域的新理论、新思路、新方法和新技术，旨在为天基系统攻关建设提供有益的参考和思索，从而以更雄厚的技术支撑来保障高分辨率对地观测重大专项的顺利实施和可持续性发展。北京时间2013年4月26日，中国自主研发的高分一号高分辨率对地观测卫星在酒泉卫星发射中心成功发射［8］；6月6日，高分一号首批影像发布了四类图片，全色分辨率可达2m，标志着中国对敏捷航天器的研究步入了应用阶段。 中国早期的敏捷航天器如下。 （1） 遥感十四号卫星。该卫星是集高分辨率可见光、红外和高光谱相机为一体的综合成像遥感卫星，于2012年发射，是中国首颗使用控制力矩陀螺进行侧摆姿态机动控制的遥感卫星。其运行于高度470km、倾角97.17°、周期93.4min的太阳同步轨道上，平时对全球重点目标重访周期为3~5天，通过轨道机动可实现对特定地区重点目标重访周期为1天。能够实现偏离星下点±40°范围的机动，侧摆机动300km（约32°）所需时间为90s。星载大容量全色成像系统能够拍摄优于0.8m分辨率的影像，是中国首颗亚米级分辨率的遥感卫星，在其发射后一段时间内被认为是中国分辨率*高的遥感卫星［9］。 （2） 高分二号卫星。该卫星具有沿滚动轴快速侧摆的敏捷姿态机动能力，发射于2014年，是中国民用高分领域首颗亚米级高清成像的光学遥感卫星。其运行于高度631km、倾角97.9°、周期97.3min的太阳同步轨道上。侧摆机动35°所需时间为160s，并实现了大范围快速侧摆下高定位精度控制。其主要使命是对地球表面进行1m全色和4m多光谱的遥感成像观测，提供国土资源调查与监测应用的高质量影像数据。 随着国产控制力矩陀螺研制水平的提升，通过4~6个CMG组合，具备基于控制力矩陀螺群（CMGs）的三轴快速姿态机动能力的航天器应运而生。基于CMGs实现航天器的三轴机动，能够更灵活地服务于航天器的敏捷机动任务，可支持多种成像模式，包括同轨多点目标成像、同轨多条带拼幅成像、同轨多角度成像、同轨立体成像和沿迹/非沿迹主动推扫成像等等。 基于CMGs的这类敏捷航天器主要代表如下。 高景一号卫星系统由0.5m分辨率光学小卫星组成［10］。高景一号01、02星于2016年12月发射，03、04星于2018年1月发射。高景一号卫星采用CMGs控制，可实现*大角加速度0.8（°）/s2，*大角速度3.0（°）/s，具有机动30°所需时间小于20s的敏捷机动能力，相对中国传统敏捷航天器的机动指标有了量级上的提升。该卫星不仅可以获取多点、多条带拼接等影像数据，还可以进行立体成像，载荷成像全色分辨率优于0.5m，单景*大可拍摄60km×70km的影像，4星组网后实现全球任意地点一天重访，标志着中国完全自主的遥感卫星商业化运营服务迈出了**步。 高分辨率多模综合成像卫星，是具备亚米级分辨率的民用光学遥感卫星［11］，是《国家民用空间基础设施中长期发展规划（2015—2025年）》中分辨率*高的光学遥感卫星，于2020年7月发射。其具备敏捷机动能力，具有多种敏捷成像模式，包括同轨多点目标成像、同轨多条带拼幅成像、同轨多角度成像、同轨立体成像、非沿迹主动推扫成像等，单轨成像条带数不少于20个，同一目标多角度成像*大次数可达10次，可实现多种成像模式切换。其在轨应用进一步提升了中国遥感卫星技术水平，满足相关行业用户对高精度遥感影像数据的需求。 1.2 航天器敏捷控制技术的现状与发展 随着航天技术的进步和航天器应用领域的拓展，天线、相机等有效载荷的固有特性和工作任务越来越复杂，对航天器平台的姿态轨道控制系统提出越来越高的任务功能需求、技术指标要求及连续运行能力要求。航天器姿态轨道控制系统可以说是整个航天器系统中*为复杂的一个分系统，承担各类高低轨卫星平台的姿态控制任务和轨道控制任务，根据航天器飞行控制流程及有效载荷工作需要，实现航天器平台的姿态机动和轨道机动，并能按要求维持既定工作轨道、稳定于标称姿态。 现阶段，高分辨率对地观测数据已经成为国民经济建设和国家安全的战略性、基础性资源，获取高分辨率对地观测数据是航天强国实力的重要表征之一。航天器作为空间信息平台，所提供的观测数据能否满足各类用户对探测范围、信息量和数据时效性的要求，取决于空间信息网络密度、数据感知能力及姿态机动水平。提高航天器平台的姿态敏捷机动能力，能够有效扩大单个轨道周期的遥感探测范围，成为解决幅宽、探测范围、过顶次数和分辨率之间相互制约矛盾的重要途径，并以其较低的成本、较高的收益，成为遥感航天器控制领域的重要技术发展方向。 相比于传统航天器，敏捷航天器的快速机动能力能够使对地观测的图像采集范围和效率大幅提升，通常敏捷航天器姿态机动的角速度在1（°）/s以上，以此来实现灵活多变的对地成像任务。因此，敏捷航天器的首要功能要求是具备大角度姿态快速机动的能力，以实现对目标区域的快速扫描、沿星下点轨迹的左右侧摆等。此外，为了实现对运动目标或静止目标的高精度跟踪能力，敏捷航天器还需要具备在机动过程中及机动结束后实现高稳定姿态控制的能力。也就是说，敏捷航天器必须同时突破姿态大角度快速机动和姿态高稳定度控制两项相互掣肘又必须协同实现的关键技术。 1.2.1 敏捷机动姿态路径规划研究 由于敏捷航天器需要具备大范围快速姿态机动的能力，而执行机构力矩输出能力有限，需要将相关条件作为约束，进行姿态机动过程的优化设计。路径规划就是规划出较优姿态机动路径，以求在规定的时间内机动至设定的目标姿态，同时为满足高精度姿态指向和姿态稳定度提供基础。路径规划是决定敏捷航天器效能发挥的关键因素。 为了实现敏捷航天器的姿态快速机动控制，首先从机动能力和扰动抑制的角度对姿态机动路径进行规划。姿态路径规划根据路径形式可以分为*短路径规划、S型路径规划、多项式路径规划等。 （1） *短路径规划： 又称为梯形路径规划或Bang-Coast-Bang规划，是将卫星机动过程的角速度变化过程分解为三个阶段： 一是恒加速；二是匀速；三是恒减速到目标角速度［1］。根据加减速阶段角加速度取值的不同，*短路径又可以分为等腰梯形路径和非等腰梯形路径。在文献［12］中Glenn Creamer对美国的小型月球探测器Clementine进行了描述，Clementine在执行对月成像任务中，采用了*短路径规划解决执行机构输出力矩和*大角速度受限的问题，可使探测
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