本發(fā)明涉及一種噴氣控制系統(tǒng)參數(shù)確定方法,屬于航天器姿態(tài)控制領(lǐng)域。
背景技術(shù):
航天器在軌時(shí)利用噴氣系統(tǒng)進(jìn)行姿態(tài)控制,由于噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)只有開(kāi)與關(guān)兩種狀態(tài),兩種狀態(tài)的切換使航天器受到?jīng)_擊載荷,容易引起航天器上撓性附件的振動(dòng),這些撓性附件包括帆板、大型天線等,這些撓性附件是弱阻尼部件,一旦受到激勵(lì),其振動(dòng)時(shí)間將持續(xù)達(dá)數(shù)百秒,引起航天器平臺(tái)姿態(tài)的振動(dòng),進(jìn)而影響星上載荷的工作,比如相機(jī)成像變得模糊,天線指向不準(zhǔn)等。因此在采用噴氣控制時(shí),在保證系統(tǒng)指標(biāo)實(shí)現(xiàn)的同時(shí),如何使撓性附件的振動(dòng)得到抑制,是噴氣控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)需要重點(diǎn)解決的問(wèn)題。
目前噴氣控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí),主要有相平面法、偽速率控制兩種方法,其中,前者設(shè)計(jì)參數(shù)多,后者相對(duì)前者設(shè)計(jì)參數(shù)少一些。但兩種方法的參數(shù)設(shè)計(jì)過(guò)程均是先給出一組參數(shù),再進(jìn)行數(shù)學(xué)仿真或穩(wěn)定性分析,如果不滿足要求,再調(diào)整參數(shù),再進(jìn)行仿真和分析,如此反復(fù)迭代,直到參數(shù)滿足要求。這種參數(shù)設(shè)計(jì)方法嚴(yán)重依靠設(shè)計(jì)師的經(jīng)驗(yàn),反復(fù)迭代,工作量大,并且最終設(shè)計(jì)參數(shù)缺乏理論依據(jù),是試湊出來(lái)的結(jié)果。
因此,如何確定控制參數(shù),給出一套理論的設(shè)計(jì)依據(jù),減少設(shè)計(jì)過(guò)程中參數(shù)的迭代試驗(yàn),提高設(shè)計(jì)效率,是航天器噴氣控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)中急需解決的問(wèn)題。
技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素:
本發(fā)明解決的技術(shù)問(wèn)題是:針對(duì)目前航天器噴氣控制系統(tǒng)參數(shù)設(shè)計(jì)無(wú)系統(tǒng)理論方法的現(xiàn)狀,提出一種偽速率噴氣控制系統(tǒng)參數(shù)確定方法,保證系統(tǒng)的性能指標(biāo)與穩(wěn)定性,同時(shí)為控制參數(shù)設(shè)計(jì)提供理論設(shè)計(jì)依據(jù)。采用本方法, 一次即可完成控制參數(shù)的設(shè)計(jì),避免反復(fù)迭代的過(guò)程,可極大減少設(shè)計(jì)師工作量,并為控制系統(tǒng)配置提供理論依據(jù)。
本發(fā)明的技術(shù)方案是:一種偽速率噴氣控制系統(tǒng)參數(shù)確定方法,包括以下步驟:
(1)由衛(wèi)星帆板基頻確定噴氣控制系統(tǒng)帶寬ωCtrlBand,形式上為衛(wèi)星所在軌道角速度的倍頻,即ωCtrlBand=k2×ω0,ω0為軌道角速度;
(2)由確定TM,TM為偽速率控制器反饋慣性環(huán)節(jié)的時(shí)間常數(shù),決定了反饋環(huán)節(jié)的帶寬;其中ωCtrlBand為噴氣控制系統(tǒng)控制帶寬,k1為偽速率控制器反饋回路截止頻率1/TM與噴氣控制系統(tǒng)帶寬ωCtrlBand的頻程距離;
(3)根據(jù)如下關(guān)系式:
式中,θ為噴氣控制系統(tǒng)可達(dá)到的姿態(tài)控制精度,Tonmin為發(fā)動(dòng)機(jī)最小噴氣脈寬,ajet為發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的姿態(tài)角加速度;
a)當(dāng)給定了噴氣控制系統(tǒng)的特性,即確定了ajet、Tonmin,則得到出該噴氣控制系統(tǒng)在保證系統(tǒng)穩(wěn)定時(shí)的姿態(tài)控制精度θ;
b)當(dāng)給定了噴氣控制精度θ,且已知噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的最小噴氣脈寬Tonmin,則根據(jù)星體轉(zhuǎn)動(dòng)慣量,得到發(fā)動(dòng)機(jī)大小,即確定ajet;
c)當(dāng)給定噴氣控制精度θ,且發(fā)動(dòng)機(jī)已經(jīng)配置完成,即已知了ajet,則得到發(fā)動(dòng)機(jī)最小噴氣脈寬Tonmin。
k1選取為8~10。
本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的有益效果是:
(1)給出了一套噴氣控制系統(tǒng)控制參數(shù)的理論設(shè)計(jì)方法,避免了傳統(tǒng)噴氣控制系統(tǒng)參數(shù)設(shè)計(jì)無(wú)理論依據(jù),主要通過(guò)仿真及設(shè)計(jì)師經(jīng)驗(yàn)進(jìn)行反復(fù)迭代的過(guò)程,采用這套方法,控制參數(shù)的設(shè)計(jì)基本上一次完成,極大提高了設(shè)計(jì)效率;
(2)從系統(tǒng)撓性附件的基頻出發(fā),在保證系統(tǒng)穩(wěn)定性的情況下,根據(jù)不同 的設(shè)計(jì)任務(wù),能確定系統(tǒng)的其它參數(shù),完成控制系統(tǒng)參數(shù)的確定,保證控制參數(shù)的匹配;
(3)本發(fā)明方法能應(yīng)用于任意噴氣控制系統(tǒng)。
附圖說(shuō)明
圖1為偽速率調(diào)制器原始框圖;
圖2為本方法中進(jìn)行變換后的偽速率調(diào)制器框圖;
圖3為采用偽速率控制器的姿態(tài)控制回路。
具體實(shí)施方式
(1)本專利的基本思路是基于偽速率調(diào)制器形式的噴氣控制系統(tǒng)。偽速度控制器的原始形式見(jiàn)圖1。該圖中,KM和b是正常的常數(shù),為串聯(lián)關(guān)系,從物理意義上,本專利將b定義為發(fā)動(dòng)機(jī)的控制力矩,r為控制器的輸出,該圖可以進(jìn)行等效變換,得到圖形式:
不失一般性,假設(shè)控制指令r由PD控制給出,設(shè)該軸的星體轉(zhuǎn)動(dòng)慣量為I,即ωCtrlBand為系統(tǒng)控制帶寬,θ為姿態(tài)控制精度,為角速度控制精度,ξ為控制器阻尼,則系統(tǒng)回路可表示為如圖3形式所示。
(2)由偽速度調(diào)制器的特點(diǎn),存在如下關(guān)系:
Tonmin=TM(HE-HA) (3)
其中hE和hA為偽速度控制器開(kāi)關(guān)機(jī)閾值,Tonmin為噴管最小開(kāi)機(jī)脈
寬,TM為偽速度控制器反饋環(huán)節(jié)時(shí)間常值。由(3)式可得以
根據(jù)圖3,與PD姿態(tài)控制器構(gòu)成內(nèi)環(huán)與外環(huán)的關(guān)系,的時(shí)間常數(shù)不應(yīng)比姿態(tài)控制回路的時(shí)間常數(shù)ωCtrlBand小,如果要不影響外環(huán)的頻率特性,1/TM應(yīng)比帶寬高10倍頻程左右,設(shè)
即k1約為10左右。
所以(4)式可進(jìn)一步寫為
HE=Tonmink1ωCtrlBand+HA,(HA>0)
HE的最小值為令HA為0時(shí),即
HE=Tonmink1ωCtrlBand (6)
由圖3框圖,根據(jù)觸發(fā)噴氣的條件可見(jiàn):
其中,b為發(fā)動(dòng)機(jī)推力大小。一般認(rèn)為,在最大姿態(tài)誤差時(shí),角速度為零,上式就可寫成
其中,為該軸發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的噴氣加速度;ωCtrlBand為控制系統(tǒng)理論帶寬,主要由撓性頻率決定,一般與撓性帆板基頻隔開(kāi)5-10個(gè)頻程,可表示成航天器所處軌道的軌道角速度的倍頻形式,即
ωCtrlBand=k2ω0 (9)
ω0為軌道角速度。
將(6)式代入(8)式可得
將(9)式代入(10)式可得
上式中,k1和k2的取值能保證系統(tǒng)根據(jù)撓性附件的基頻,確定系統(tǒng)的控制帶寬,保證系統(tǒng)的穩(wěn)定性,同時(shí)給出了噴氣系統(tǒng)控制精度θ,發(fā)動(dòng)機(jī)最小噴氣脈寬Tonmin,發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生角加速度大小ajet的關(guān)系。上式說(shuō)明,三者間 存在定量關(guān)系,只要確定了其中兩個(gè),即可確定第三個(gè)變量的值,也就是說(shuō),三者間存在定量約束關(guān)系,任何一個(gè)噴氣控制系統(tǒng),只有確定了其中任何兩個(gè)變量,即可確定另外的第三個(gè)變量。
該等式有三種使用方法:
(1)如果已經(jīng)確定了噴氣系統(tǒng)的特性,即確定了ajet、Tonmin,則能確定出該噴氣系統(tǒng)在保證系統(tǒng)穩(wěn)定時(shí)的姿態(tài)控制精度θ;
(2)如果給定噴氣控制精度θ,且已知噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的最小噴氣脈寬Tonmin,則可根據(jù)星體轉(zhuǎn)動(dòng)慣量,確定發(fā)動(dòng)機(jī)大小,也就是確定ajet;
(3)如果給定噴氣控制精度θ,且發(fā)動(dòng)機(jī)已經(jīng)配置完成,則可確定發(fā)動(dòng)機(jī)最小噴氣脈寬Tonmin。
本發(fā)明給出了一套偽速率噴氣控制系統(tǒng)參數(shù)設(shè)確定方法,該方法根據(jù)撓性附件的基頻,給出k1和k2的值,在此基礎(chǔ)上,給出了噴氣系統(tǒng)控制精度θ,發(fā)動(dòng)機(jī)最小噴氣脈寬Tonmin,發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生角加速度大小ajet的關(guān)系。根據(jù)這些關(guān)系,可以根據(jù)不同的系統(tǒng)任務(wù)要求,在已經(jīng)確定的部分配置基礎(chǔ)上,確定出其它參數(shù),完成系統(tǒng)的參數(shù)確定。避免了以往噴氣控制系統(tǒng)參數(shù)沒(méi)有系統(tǒng)的理論設(shè)計(jì)方法,參數(shù)設(shè)計(jì)主要依靠設(shè)計(jì)師經(jīng)驗(yàn),反復(fù)迭代的過(guò)程。利用本方法,基本上一次即可完全參數(shù)設(shè)計(jì),特別是給出了各參數(shù)的理論設(shè)計(jì)依據(jù),為參數(shù)的魯棒性、可靠性提供了依據(jù)。
本發(fā)明中涉及的計(jì)算量不大,所需要的參數(shù)都可以獲取,我國(guó)空間站采用了本發(fā)明中的方法,使設(shè)計(jì)工作量至少減小了一個(gè)數(shù)量級(jí)。
本發(fā)明未詳細(xì)說(shuō)明部分屬本領(lǐng)域技術(shù)人員公知常識(shí)。