針對(duì)充液撓性航天器姿態(tài)快速機(jī)動(dòng)、快速穩(wěn)定的控制要求,為減小姿態(tài)機(jī)動(dòng)對(duì)撓性附件振動(dòng)和液體晃動(dòng)的激發(fā),設(shè)計(jì)了一種基于正弦型加加速度的姿態(tài)機(jī)動(dòng)路徑規(guī)劃方法。為進(jìn)一步提高姿態(tài)控制性能,提出了一種基于云多目標(biāo)粒子群算法的姿態(tài)控制器參數(shù)和機(jī)動(dòng)路徑參數(shù)聯(lián)合優(yōu)化方法。以最小化充液撓性航天器三軸姿態(tài)達(dá)到指定指向精度的時(shí)間以及三軸姿態(tài)穩(wěn)定度,構(gòu)建多目標(biāo)優(yōu)化模型,并應(yīng)用云多目標(biāo)粒子群算法求取姿態(tài)控制器參數(shù)和機(jī)動(dòng)路徑參數(shù)的Pareto最優(yōu)解。仿真結(jié)果表明:采用多目標(biāo)聯(lián)合優(yōu)化算法得到的控制器與路徑參數(shù),能夠有效減小液體晃動(dòng)和撓性附件振動(dòng),顯著提高充液撓性航天器大角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)的快速性和穩(wěn)定性。 

【文章來(lái)源】：上海航天(中英文). 2020,37(01)

【文章頁(yè)數(shù)】：7 頁(yè)

【部分圖文】：

基于正弦型加速度的七段式路徑規(guī)劃示意圖

為了減小航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)對(duì)液體晃動(dòng)和撓性附件振動(dòng)的激發(fā)，實(shí)現(xiàn)快速機(jī)動(dòng)、快速穩(wěn)定的控制目標(biāo)，采用反饋控制器與機(jī)動(dòng)路徑規(guī)劃相結(jié)合的姿態(tài)控制方案，系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖2所示。圖2中，αd、分別為期望的角位置、角加速度向量，α為實(shí)際的姿態(tài)角向量，e=αd-α為姿態(tài)角誤差向量。圖2中姿態(tài)控制器采用微分先行的PD控制律，即

仿真用充液撓性航天器的數(shù)學(xué)模型及參數(shù)取自文獻(xiàn)[11]。充液撓性航天器初始姿態(tài)角為[-30,0.5,0.5]（°），期望達(dá)到的姿態(tài)角為[30,0,0]（°），三軸初始姿態(tài)角速度均為10-3（°）/s。姿態(tài)機(jī)動(dòng)采用基于正弦型加加速度七段路徑，并利用CMOP-SO聯(lián)合優(yōu)化充液撓性航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)路徑參數(shù)和控制器參數(shù)�？紤]實(shí)際航天器姿態(tài)三軸角速度測(cè)量元件的測(cè)量范圍有限，設(shè)定機(jī)動(dòng)路徑的勻速段角速度限幅為Vsystem＿max=2.5（°）/s，角加速度限幅為asystem＿max=0.4（°）/s2，控制器力矩限幅為ulimit=25N·m，系統(tǒng)采樣時(shí)間為0.05 s。性能指標(biāo)：當(dāng)充液撓性航天器滾動(dòng)軸機(jī)動(dòng)60°時(shí)，考慮三軸運(yùn)動(dòng)耦合，為了平穩(wěn)進(jìn)行姿態(tài)機(jī)動(dòng)，對(duì)俯仰軸和偏航軸亦按照所設(shè)計(jì)的七段路徑進(jìn)行規(guī)劃，要求三軸姿態(tài)機(jī)動(dòng)時(shí)間控制在tmax=70 s之內(nèi)，指向精度優(yōu)于pt=0.005°；且在100～150 s（穩(wěn)定時(shí)間）內(nèi)，穩(wěn)定度優(yōu)于6×10-5（°）/s。


本文編號(hào)：3026439