饒衛(wèi)東，徐李佳

(北京控制工程研究所，北京100190)

RAO Weidong，XU Lijia

(Beijing Institute of Control Engineering，Beijing 100190，China)

單軸撓性衛(wèi)星快速機(jī)動(dòng)試驗(yàn)臺(tái)

饒衛(wèi)東，徐李佳

(北京控制工程研究所，北京100190)

為了驗(yàn)證撓性衛(wèi)星快速機(jī)動(dòng)控制方法，搭建單軸撓性衛(wèi)星快速機(jī)動(dòng)試驗(yàn)平臺(tái).該平臺(tái)基于單軸氣浮臺(tái)，令柔性板的撓性頻率和剛撓藕合系數(shù)與真實(shí)衛(wèi)星的接近.平臺(tái)充分模擬了衛(wèi)星在太空中的失重和無阻尼環(huán)境，被激發(fā)的撓性振動(dòng)在開環(huán)情況下衰減很慢，特別適合撓性衛(wèi)星姿態(tài)快速機(jī)動(dòng)試驗(yàn).初步的試驗(yàn)包括撓性參數(shù)辨識(shí)試驗(yàn)和姿態(tài)快速機(jī)動(dòng)PD控制試驗(yàn)，仿真結(jié)果表明升級(jí)后的平臺(tái)將可以驗(yàn)證快速機(jī)動(dòng)控制方法.

試驗(yàn)臺(tái);撓性衛(wèi)星;快速機(jī)動(dòng)

RAO Weidong，XU Lijia

(Beijing Institute of Control Engineering，Beijing 100190，China)

隨著衛(wèi)星撓性附件尺寸的變大和有效載荷對(duì)衛(wèi)星姿控系統(tǒng)要求越來越高，衛(wèi)星撓性附件對(duì)整星姿態(tài)的干擾日益受到重視，尤其是衛(wèi)星快速機(jī)動(dòng)時(shí)撓性附件的控制的是重點(diǎn)需要考慮的問題.

撓性衛(wèi)星姿態(tài)控制地面試驗(yàn)一般采用干擾力矩很小的氣浮軸承作為平臺(tái)基礎(chǔ)，同時(shí)試驗(yàn)臺(tái)的電源與氣路供給是獨(dú)立的，一般采用蓄電池供電和儲(chǔ)氣瓶供氣.這些試驗(yàn)平臺(tái)在試驗(yàn)室比較常見，加州理工大學(xué)三自由度衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)仿真裝置[1]，采用氣浮球軸承，可以繞水平x和y軸旋轉(zhuǎn)30°，垂直軸z軸360°旋轉(zhuǎn).北京控制工程研究所的小型三軸氣浮臺(tái)、大型三軸氣浮臺(tái)[2-3]亦被應(yīng)用在衛(wèi)星控制系統(tǒng)仿真中.

撓性衛(wèi)星姿態(tài)控制地面試驗(yàn)有諸多的難點(diǎn):首先地面試驗(yàn)是在空氣環(huán)境下開展，和真實(shí)的太空環(huán)境有一定的差距.其次，地面試驗(yàn)沒有太空的微重力環(huán)境，勢(shì)必會(huì)受到干擾力矩的影響.這些都使得地面試驗(yàn)的撓性模擬板的尺寸受到限制，太空試驗(yàn)的低阻尼和低頻率振動(dòng)很難完全模擬.

國(guó)內(nèi)外地面試驗(yàn)方面已經(jīng)有了較多的研究，Camp等[4]設(shè)計(jì)了一種細(xì)長(zhǎng)桿模擬撓性振動(dòng)，空氣阻尼比很小.從輸入信號(hào)的頻率響應(yīng)特性上分析了輸入成形方法的有效性，并且在實(shí)驗(yàn)臺(tái)上對(duì)撓性對(duì)象用該方法進(jìn)行了控制仿真.仿真結(jié)果表明，使用基于單模態(tài)的輸入成形方法控制實(shí)驗(yàn)臺(tái)，90%左右的振動(dòng)得到抑制.Choongseok等[5]引入自適應(yīng)濾波方法研究撓性衛(wèi)星單自由度姿態(tài)快速機(jī)動(dòng)控制.試驗(yàn)臺(tái)由中心剛體和撓性模板組成，控制機(jī)構(gòu)為安裝在中心剛體的動(dòng)量輪，測(cè)量機(jī)構(gòu)為撓性附件上的振動(dòng)傳感器.試驗(yàn)中控制算法實(shí)時(shí)辨識(shí)模態(tài)參數(shù)，實(shí)時(shí)更新濾波器參數(shù)和控制器參數(shù)以控制中心剛體的運(yùn)動(dòng).

解永春等[6]針對(duì)撓性衛(wèi)星的快速機(jī)動(dòng)提出了自適應(yīng)控制方法，并提出了噴氣方法物理仿真試驗(yàn).文中提出了一種邏輯微分控制方法，能夠自適應(yīng)地阻尼對(duì)象的振動(dòng)，并且具有好的魯棒性.周軍等[7]針對(duì)撓性衛(wèi)星快速機(jī)動(dòng)提出了變結(jié)構(gòu)控制方法，并在單軸氣浮臺(tái)上進(jìn)行仿真，驗(yàn)證了該方法.變結(jié)構(gòu)方法對(duì)于能量的消耗較大，尤其不適合噴氣模式下的姿態(tài)控制.

本文基于單軸氣浮臺(tái)，設(shè)計(jì)適合地面試驗(yàn)的撓性模板，并配備相應(yīng)的敏感器和執(zhí)行機(jī)構(gòu)，組成撓性衛(wèi)星快速機(jī)動(dòng)控制試驗(yàn)平臺(tái)，仿真結(jié)果表明，這種升級(jí)后的平臺(tái)可以用于快速機(jī)動(dòng)控制方法的驗(yàn)證.

1 試驗(yàn)平臺(tái)組成

1.1 信號(hào)流程

整個(gè)系統(tǒng)的信號(hào)示意圖如圖1所示，利用工控機(jī)模擬星載計(jì)算機(jī)，操作臺(tái)計(jì)算機(jī)模擬遙測(cè)遙控計(jì)算機(jī).在操作臺(tái)計(jì)算機(jī)和工控機(jī)上，利用Visual Studio開發(fā)相應(yīng)的操作和接口軟件.其具有友好的界面，允許用戶方便地進(jìn)行物理實(shí)驗(yàn).

圖1 數(shù)據(jù)采集及控制系統(tǒng)組成簡(jiǎn)圖

操作臺(tái)計(jì)算機(jī)可以同步得到姿態(tài)角、姿態(tài)角速度、動(dòng)量輪輸出和動(dòng)量輪轉(zhuǎn)速等數(shù)據(jù);同時(shí)，用戶通過一些命令操作，可以實(shí)施硬件測(cè)試和不同控制方法的控制試驗(yàn).

測(cè)量元件有的集中在中心剛體上的同步感應(yīng)器和速率陀螺，也有的分布在撓性板上的加速度計(jì)(待裝).執(zhí)行機(jī)構(gòu)有動(dòng)量輪，輔助以噴氣控制(待裝).

平臺(tái)附著在氣浮軸承上，同外界沒有任何有線連接，臺(tái)上測(cè)控計(jì)算機(jī)可以完全獨(dú)立地處理包括本體及附件的所有測(cè)量及執(zhí)行部件的輸入輸出數(shù)據(jù)，并能自主地進(jìn)行控制算法計(jì)算，因此能夠較好地模擬航天器在軌獨(dú)立運(yùn)行的模式.

1.2 關(guān)鍵指標(biāo)

1)單軸氣浮臺(tái):用于仿真衛(wèi)星主體單軸姿態(tài)運(yùn)動(dòng)，氣動(dòng)干擾力矩大約為0.001N·m，臺(tái)體搭載全部設(shè)備后轉(zhuǎn)動(dòng)慣量約為10～30kg·m2.

2)撓性功能模板:用于仿真衛(wèi)星太陽帆板、天線等撓性附件.采用寬度為50～150mm、厚度為2～3mm、長(zhǎng)度為1.8～2.4m的鋁板或鋼板，可以模擬不同剛撓耦合系數(shù)，不同振動(dòng)頻率和阻尼比的撓性振動(dòng).

3)冷氣噴氣裝置(待裝):由高壓氣瓶組、減壓閥、正反向冷氣噴嘴及相應(yīng)電磁閥和控制線路組成.可由臺(tái)上測(cè)控計(jì)算機(jī)控制電磁閥開關(guān)，選擇正反向噴氣，所產(chǎn)生的控制力矩大小約為0.4N·m.控制力矩大小不可調(diào)，噴氣時(shí)間可以調(diào)節(jié).

4)加速度計(jì)(待裝):安裝在撓性功能板末端，測(cè)量模板的撓性振動(dòng).

5)動(dòng)量輪系統(tǒng):大力矩飛輪控制剛性主體，輸出力矩范圍為-0.5～0.5N·m.

6)陀螺組件:測(cè)量本體姿態(tài)角速度，輸出精度0.005(°)/s.

7)感應(yīng)同步器:測(cè)量氣浮臺(tái)垂直軸角位移，精度為0.00025°.

撓性衛(wèi)星快速機(jī)動(dòng)試驗(yàn)，即試驗(yàn)臺(tái)在30s內(nèi)完成30°機(jī)動(dòng)，并且姿態(tài)機(jī)動(dòng)完成后姿態(tài)角速度達(dá)到0.0001(°)/s.由于撓性模板和中心剛體的耦合較大，使得試驗(yàn)臺(tái)快速機(jī)動(dòng)過程中，激發(fā)的撓性振動(dòng)對(duì)中心剛體姿態(tài)的影響很大.姿態(tài)機(jī)動(dòng)完成后，整個(gè)試驗(yàn)臺(tái)的姿態(tài)角速度將處于振蕩衰減狀態(tài).

試驗(yàn)?zāi)M的是衛(wèi)星在軌期間的姿態(tài)快速機(jī)動(dòng)時(shí)的撓性振動(dòng)，尤其要模擬太陽帆板的前幾階模態(tài)帶來的振動(dòng).為了使撓性頻率要做到盡量小以接近真實(shí)衛(wèi)星，則板子的厚度要盡量小，長(zhǎng)度盡量長(zhǎng).而且板子的材料一般選用金屬材料，要求彈性模量小，密度大.經(jīng)過多方面綜合考慮，板子的尺寸選為1800mm×150mm×3mm，材料為鋼或鋁時(shí)可以滿足一階撓性頻率在0.5Hz左右的要求.

圖2 試驗(yàn)平臺(tái)示意圖

圖中，L1是撓性板近端距中心的距離，L2是撓性板長(zhǎng)度，R是試驗(yàn)臺(tái)半徑.采用混合坐標(biāo)法，式(1)描述了試驗(yàn)平臺(tái)動(dòng)力學(xué)模型(考慮空氣阻力):

式中，θ為中心剛體姿態(tài)角，qi為撓性廣義坐標(biāo)，ωi分別為撓性廣義阻尼和頻率，Ci為耦合系數(shù)

試驗(yàn)臺(tái)要在一定時(shí)間內(nèi)完成大角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)，執(zhí)行機(jī)構(gòu)的能力需要計(jì)算，按照式(2)計(jì)算需要的最小力矩Tmin:

經(jīng)過計(jì)算，當(dāng)撓性鋼板或鋁板尺寸為1800mm×150mm×3mm時(shí)，快速機(jī)動(dòng)需要的最大力矩都不超過動(dòng)量輪的最大輸出力矩.

2 初步試驗(yàn)結(jié)果

2.1 參數(shù)辨識(shí)試驗(yàn)

經(jīng)過調(diào)試，撓性衛(wèi)星快速機(jī)動(dòng)試驗(yàn)平臺(tái)搭建完畢，并進(jìn)行了初步的姿態(tài)控制試驗(yàn).兩個(gè)地面試驗(yàn)安裝的撓性板尺寸為1800mm×150mm×3mm.

第一個(gè)試驗(yàn)是衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)參數(shù)辨識(shí)試驗(yàn)，由沖擊響應(yīng)的輸出數(shù)據(jù)辨識(shí)，采用了兩種辨識(shí)方法進(jìn)行試驗(yàn).

圖3 參數(shù)辨識(shí)試驗(yàn)

黎康等[8]提出的子空間方法，特別適合衛(wèi)星在軌期間的辨識(shí)，該方法僅需要輸出信號(hào).

FFT方法適合求解待辨識(shí)信號(hào)的頻譜曲線，使用峰值拾取法可以求得試驗(yàn)對(duì)象的振動(dòng)頻率.計(jì)算量小，物理意義明確，所以在工程上已大量使用.

辨識(shí)結(jié)果見表1，從前兩階頻率的辨識(shí)結(jié)果來看，兩種算法基本一致，和理論計(jì)算都有10%左右的誤差.

表1 參數(shù)辨識(shí)結(jié)果對(duì)比

2.2 姿態(tài)機(jī)動(dòng)試驗(yàn)

第二個(gè)試驗(yàn)是姿態(tài)快速機(jī)動(dòng)PD控制試驗(yàn)，參考曲線是30s機(jī)動(dòng)30°的正弦曲線.忽略撓性動(dòng)力學(xué)的影響，保留剛體動(dòng)力學(xué)部分，依據(jù)經(jīng)典控制理論的極點(diǎn)配置理論設(shè)計(jì)PD控制器參數(shù).

快速機(jī)動(dòng)過程中，撓性振動(dòng)被激發(fā)，使得試驗(yàn)平臺(tái)完成姿態(tài)機(jī)動(dòng)后，振動(dòng)幅度較大，而且由于自身阻尼很小，所以振動(dòng)很難衰減.姿態(tài)機(jī)動(dòng)后70s時(shí)的姿態(tài)穩(wěn)定度為0.05(°)/s，圖4是物理仿真的試驗(yàn)結(jié)果.

該試驗(yàn)結(jié)果表明，PD控制方法沒有達(dá)到預(yù)期結(jié)果(30s內(nèi)機(jī)動(dòng)30°，且姿態(tài)穩(wěn)定度達(dá)到0.0001(°)/s.控制效果不好的原因主要有:

(1)執(zhí)行機(jī)構(gòu)(動(dòng)量輪)存在較大慣性環(huán)節(jié)，整個(gè)控制環(huán)路的帶寬受到限制.

(2)試驗(yàn)臺(tái)本身測(cè)量精度不高，角速度測(cè)量?jī)H達(dá)到0.005(°)/s，陀螺精度有待于進(jìn)一步提高.

(3)控制方法(PD)的設(shè)計(jì)忽略了撓性動(dòng)力學(xué)，控制方法沒有考慮撓性振動(dòng)的主動(dòng)抑制.

執(zhí)行機(jī)構(gòu)如果換成噴氣，則可以提高整個(gè)帶寬，可以用噴氣-動(dòng)量輪進(jìn)行聯(lián)合控制試驗(yàn).另外，從角速度輸出細(xì)節(jié)看，感應(yīng)同步器輸出信號(hào)有一定的噪聲，在后續(xù)的試驗(yàn)中需對(duì)其濾波.

3 結(jié) 論

撓性衛(wèi)星快速機(jī)動(dòng)試驗(yàn)平臺(tái)已搭建完成，該平臺(tái)很好地模擬了太空的低阻尼環(huán)境.初步的結(jié)果顯示該平臺(tái)反映了撓性振動(dòng)的控制難點(diǎn)，即撓性振動(dòng)易被激發(fā)，且很難被控制方法衰減.

圖4 姿態(tài)機(jī)動(dòng)試驗(yàn)

圖5 角速度曲線

試驗(yàn)臺(tái)設(shè)備需要進(jìn)一步被完善:測(cè)量角速度的陀螺精度有待提高;感應(yīng)同步器輸出信號(hào)需經(jīng)過濾波處理;測(cè)振的加速度計(jì)也要加入試驗(yàn)臺(tái).

試驗(yàn)臺(tái)設(shè)備完善以后，將大幅度提高該平臺(tái)的性能，將能更好地驗(yàn)證撓性衛(wèi)星快速機(jī)動(dòng)的控制方法，包括被動(dòng)控制方法和主動(dòng)控制方法.

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A Simulation Test-Bed for Rapid Maneuver Experiment of Flexible Satellite

A test-bed for satellite rapid maneuver is established to verify various control methods.The testbed is based on the single-axis air bearing bed with its flexible parts'frequencies and coupling coefficients close to real satellites.It can be used to simulate the space environment of weightlessness and light damping in which the excitated vibration attenuates very slow ly under the condition of open loop，so it is especially suitable for flexible satellite rapid maneuver experiments.There are two finished experiments including parameter identification of elastic modes and attitude rapid maneuver based on the PD method.Simulation results are used to verify the effectiveness of the upgraded test bed for rapid maneuver experiment.

simulation test-bed;flexible satellite;rapid maneuver

V448

A

1674-1579(2011)05-0059-04

10.3969/j.issn.1674-1579.2011.05.013

2011-05-20

饒衛(wèi)東(1985—)，男，江西人，博士研究生，研究方向?yàn)楹教炱髯赃m應(yīng)控制(e-mail:raw1985@sina.com)