陸 晴，陳筠力，張德新，邵曉巍，孫 越

（1.上海衛(wèi)星工程研究所，上海 200240；2.上海交通大學 電子信息與電氣工程學院，上海 200240）

0 引言

近地軌道飛行器的軌道保持和姿態(tài)穩(wěn)定對于飛行器完成在軌服務任務至關(guān)重要。在低軌空間進行軌道保持和姿態(tài)穩(wěn)定控制需要克服空間攝動力和攝動力矩的影響，其中大氣阻力攝動、太陽光壓攝動存在姿軌耦合動力學現(xiàn)象［1］。傳統(tǒng)控制方法通過將耦合項當作擾動實現(xiàn)解耦控制［2］。但空間飛行器為完成在軌服務任務，會在飛行器表面產(chǎn)生了擾動，這種擾動加強了姿軌動力學耦合。同時，其在軌服務任務要求必須完成姿軌協(xié)同控制［3］。因此必須考慮動力學耦合現(xiàn)象，設計新的方法，完成軌道保持和姿態(tài)穩(wěn)定，進而為實現(xiàn)在軌任務提供保障。

姿態(tài)穩(wěn)定控制是空間飛行器重要研究課題［4］。針對非線性姿態(tài)動力學對象，還要考慮執(zhí)行機構(gòu)的飽和現(xiàn)象（如動量飽和）［5］，控制方法可以分為線性和非線性兩類。線性控制方法通過線性化處理，實現(xiàn)線性控制器設計，例如考慮飽和及過程約束的線性二次規(guī)劃（Linear Quadratic Regulator，LQR）方法［6］、考慮姿態(tài)響應指標的PID 方法［7］。線性方法形式簡單，易于實現(xiàn)和計算，但無法直接反應魯棒性指標。非線性方法包括反步控制［8］、魯棒控制類和滑?？刂祁悾呼敯艨刂浦饕訦2最優(yōu)控制［9］和H2/H∞混合控制為主［10］；滑模類方法包括有限時間滑?？刂疲?1］和非奇異終端滑模［12］等。此外，近年也有大量基于自主學習控制的研究，包括迭代學習控制和自適應動態(tài)規(guī)劃控制等［13-14］。不過，自學習控制需要大量的學習時間或大量試錯，且其穩(wěn)定性證明一直是尚未突破的難點［15］。上述控制方法僅考慮姿態(tài)回路，不能同時處理軌道保持控制問題。傳統(tǒng)軌道保持控制方法包括離散化方法和連續(xù)方法：離散化方法如bang-bang 控制［16］等開環(huán)方法很難克服擾動影響；連續(xù)控制方法如滑?？刂疲?7］等由于將耦合環(huán)節(jié)當作擾動處理，快速性和精度都有限。

針對空間飛行器受空間攝動和自身擾動引起的姿軌耦合運動控制問題，本文提出了通過自抗擾控制克服擾動，實現(xiàn)軌道保持和姿態(tài)協(xié)同控制的方法。首先通過設計線性擴展狀態(tài)觀測器，對受擾系統(tǒng)狀態(tài)和系統(tǒng)總擾動量進行觀測，其中總擾動量作為前饋補償。其次依賴受擾系統(tǒng)狀態(tài)設計PD 控制器，實現(xiàn)姿軌耦合控制，同時給出了閉環(huán)系統(tǒng)的穩(wěn)定性條件。數(shù)值仿真試驗證明，本方法能夠克服空間攝動和自身擾動，實現(xiàn)軌道保持和姿態(tài)穩(wěn)定控制。

本文首先對空間飛行器受擾動力學進行建模；其次設計了抗擾控制器，并證明了穩(wěn)定性條件，進行了數(shù)字仿真試驗，驗證所提方法的有效性。

1 動力學模型

建立飛行器姿軌耦合模型。軌道六根數(shù)的保持控制問題常采用六根數(shù)動力學模型，即對軌道六元素隨擾動力的變化過程進行建模，但該模型非線性強，且不利于抗擾控制器的設計，因此本文在地心慣性系（Earth Centered Inertial，ECI）中對軌道運動建模。ECI 坐標系以地心O為原點，OX軸指向春分點，OZ軸指向地球北極，OY與OX、OZ按右手定則構(gòu)成正交坐標系，記r=[x，y，z]T，v=[vx，vy，vz]T表示慣性系中的位置和速度。飛行器在低軌空間運動時，質(zhì)心受力包括：萬有引力、J2 攝動加速度aJ2、氣動阻力aw、本體擾動加速度as和操縱加速度au。在慣性系中建立質(zhì)心運動方程，將太陽光壓擾動、三體引力攝動等未建模擾動加速度記為

式中：μ為地球萬有引力常數(shù)；R為地心距離；aJ2為地心距的非線性函數(shù)。

式中：RE=637 813 7 m 為地球平均半徑；J2=0.001 082 63 為地球扁率攝動常數(shù)；m為飛行器質(zhì)量。

氣動升力Flift和氣動阻力Fdrag可以表示為

式中：CL、CD分別為升力系數(shù)和阻力系數(shù)；n為迎風面法向量；A為迎風面積；ρ為大氣密度；飛行器相對大氣的速度矢量vs表示為

式中：vo為軌道速度；rs為迎風面的地心向徑；ωe為地球自轉(zhuǎn)角速度。

迎風面法向量由飛行器姿態(tài)決定，因此此項為耦合項。本體擾動加速度as的具體形式稍后給出。

對飛行器繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動力學進行建模。由于被控對象存在大范圍姿態(tài)機動，使用姿態(tài)角描述可能出現(xiàn)自由度丟失、采用四元數(shù)可能存在奇異點，因此本文采用修正羅德里格斯參數(shù)描述飛行器繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動。飛行器在軌運行期間，所受力矩包括：操縱力矩Tu、重力梯度力矩Tg、氣動力矩Td、表面力矩Ts和未建模擾動力矩Tω。記合外力矩T=Tg+Td+Ts+Tu+Tω，修正羅德里格斯方法描述的姿態(tài)參數(shù)為σ。則繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動的動力學方程為

式中：J為轉(zhuǎn)動慣量。

運動學方程為

將運動學方程帶入動力學方程可得

飛行器所受力矩中，重力梯度力矩Tg可以表示為

式中：r′為質(zhì)量微元dm的地心距。

此外，對于500 km 以下的衛(wèi)星，氣動力矩是主要的空間環(huán)境干擾力矩。高層大氣分子撞擊衛(wèi)星表面產(chǎn)生氣動力，入射分子在碰撞中喪失其全部能量，設迎風面壓力中心到飛行器質(zhì)心的距離為ρs，則氣動力矩為

最后給出由在軌操控產(chǎn)生表面隨機推力形成的表面擾動力和擾動力矩。對于一個八面體飛行器，長軸2 m，短軸1 m，假設質(zhì)心和形心重合，機體坐標系原點在質(zhì)心，y軸為長軸，x軸垂直縱平面向左，z軸成右手系。則各頂點均均在坐標軸上，8 個平面的平面方程為

平面方程符號表見表1，式（8）中8 個平面的正負號按表1 確定。

表1 平面方程符號表Tab.1 Nominal orbital parameters

設隨機力作用點在機體坐標系中的坐標為(xn，yn，zn)，產(chǎn)生的推力為，8 個平面上的作用點個數(shù)為(n1，n2，…，n8)。則根據(jù)剛體旋轉(zhuǎn)力學，一個作用點產(chǎn)生的三軸力矩為

三軸推力為

延各坐標軸的推力正負號按表1 取。對于所有N個作用點產(chǎn)生合擾動力為

式中：x1，：3為x1的前3 項；x2，3：為x2的后3 項。

將控制力和控制力矩分離出非線性模型，再將非線性項用包含未建模擾動d的函數(shù)H(x1，x2，d)表示，則被控對象的動力學模型可以整理成非線性雙積分系統(tǒng)形式

2 控制器設計

被控對象式（19）含有未建模動態(tài)和外擾，為了實現(xiàn)對控制目標yr的跟蹤（這里yr包含由軌道元素生成的慣性系中的軌跡和姿態(tài)指令），下面設計自抗擾控制器，通過線性擴展狀態(tài)觀測器（LESO）跟蹤系統(tǒng)總擾動和受擾運動狀態(tài)，再通過PD 控制器跟蹤yr?？刂葡到y(tǒng)框如圖1 所示［18］。

2.1 線性擴展狀態(tài)觀測器及其穩(wěn)定性分析

設系統(tǒng)包含模型不確定性和外擾的總擾動為z(t)，將z(t)也作為一個狀態(tài)變量擴展原系統(tǒng)，擴展后的系統(tǒng)為

易證系統(tǒng)式（21）完全能控能觀。針對新系統(tǒng)設計狀態(tài)觀測器

設計合適的β1、β2、β3即可實現(xiàn)對原系統(tǒng)各個狀態(tài)量和擾動的估計，即使估計誤差收斂至0，為

將原系統(tǒng)狀態(tài)方程與觀測器相減，得誤差動態(tài)系統(tǒng)

根據(jù)線性系統(tǒng)理論，上述誤差動力學系統(tǒng)漸近穩(wěn)定，得充要條件是系統(tǒng)矩陣As的全部特征值都有負實部，即特征方程

的解都具有負實部。進一步，將觀測器極點全部配置到ω0［19］，這時理想得特征方程可以寫成

這樣觀測器就只有ω0一個設計參數(shù)，只要保證ω0>0，即可保證觀測器穩(wěn)定。

2.2 控制器設計

假設完全已知參考信號的全部信息（yr、和），且有界，且觀測器收斂。下面設計PD 控制器使輸出y跟蹤yr。記控制誤差e1=yr-y，e2=-，控制誤差動力學系統(tǒng)為

將控制器式（31）帶入式（30）有

3 仿真試驗

針對低軌空間軌道保持和姿態(tài)穩(wěn)定協(xié)同控制情形，對上述方法進行仿真驗證。其中飛行器質(zhì)量200 kg，慣性張量為

仿真初始時間為2022 年1 月1 日04：00：00.000 UTCG，標稱軌道根數(shù)見表2。

表2 標稱軌道參數(shù)Tab.2 Nominal orbital parameters

在仿真過程中，飛行器保持標稱軌道參數(shù)不變，同時進行姿態(tài)跟蹤。將標稱軌道參數(shù)轉(zhuǎn)換為地心慣性系中的位置和速度軌跡，將目標姿態(tài)四元數(shù)轉(zhuǎn)換為修正羅德里格斯參數(shù)，即得參考軌跡。在仿真過程中，飛行器采用連續(xù)小推力控制，控制力連續(xù)可調(diào)，推力器陣列總最大可用推力為0.125 N。飛行器軌道控制執(zhí)行機構(gòu)和姿態(tài)執(zhí)行機構(gòu)分別由6 組推力器陣列組成。為驗證系統(tǒng)存在未建模擾動時得控制效果，軌道動力學環(huán)境考慮J2 攝動、大氣阻力擾動、太陽光壓擾動和日-地-月三體引力攝動以及飛行器本體擾動力；姿態(tài)動力學考慮重力梯度力矩，氣動力矩、太陽光壓力矩和飛行器本體擾動力矩。根據(jù)對應工程研制結(jié)果，飛行器本體擾動力為三軸有色噪聲，擾動力垂直于六面體飛行器表面。有色噪聲由高斯白噪聲通過線性系統(tǒng)生成，線性系統(tǒng)傳遞函數(shù)為

輸入方差為10-5的高斯白噪聲，得到三軸擾動力和擾動力矩序列如圖2 所示。本體系中的擾動力矩序列如圖3 所示，

圖2 ECI 中的擾動力Fig.2 Perturbational forces in the ECI

圖3 本體系中的擾動力矩Fig.3 Perturbational torques in the body system

在一個軌道周期內(nèi)，應用本文的方法進行軌道跟蹤和姿態(tài)保持協(xié)同控制，并與基于姿軌解耦的方法進行對比。這里姿軌解耦的方法采用同樣的控制器結(jié)構(gòu)，但系統(tǒng)中的耦合項均視為為建模動態(tài)。根據(jù)文獻［21］的方法整定控制器參數(shù)，得到基于耦合模型、解耦模型的軌跡跟蹤誤差和姿態(tài)跟蹤誤差如圖4～圖5 所示。分析仿真結(jié)果可知，由于姿軌耦合模型動力學精度更高、不確定性更小，因此采用同樣的整定方法，基于耦合模型的控制策略跟蹤誤差更小。LESO 跟蹤外擾的仿真結(jié)果如圖6 和圖7 所示，此處只對比了對未建模動態(tài)的跟蹤效果。分析圖6～圖7 可知，解耦模型將耦合項當作擾動處理，因此解耦模型的未建模動態(tài)在數(shù)值上量級更大?？刂破鬏敵鲂盘柸鐖D8 所示。由仿真結(jié)果可知，軌跡和姿態(tài)跟蹤誤差均有界，大部分時間內(nèi)軌跡控制誤差小于0.1 m，姿態(tài)控制誤差（轉(zhuǎn)換成姿態(tài)角）小于0.002°。

圖4 軌跡跟蹤誤差對比Fig.4 Compareation of the trajectory tracking errors

圖5 姿態(tài)跟蹤誤差對比Fig.5 Compareation of the altitude tracking errors

圖6 基于解耦模型的擾動跟蹤Fig.6 Perturbation tracking of the decoupling model

圖8 控制器輸出Fig.8 Output of the controller

續(xù)圖6 基于解耦模型的擾動跟蹤Continued fig.6 Perturbation tracking of the decoupling model

綜上所述，本文設計的控制器，可以對存在本體擾動力、擾動力矩的飛行器實行軌道保持和姿態(tài)穩(wěn)定協(xié)同控制。

4 結(jié)束語

針對存在本體擾動和擾動力矩的空間飛行器，本文研究了基于自抗擾控制方法的軌道保持和姿態(tài)穩(wěn)定控制方法，并通過參數(shù)整定保證了系統(tǒng)穩(wěn)定性。仿真結(jié)果表明，應用本方法，即使在空間攝動力、攝動力矩模型不確定的情況下，也能對空間飛行器進行軌道保持和姿態(tài)穩(wěn)定控制。但本文未考慮執(zhí)行機構(gòu)可能存在的飽和現(xiàn)象，因此后續(xù)將在此基礎上研究抗飽和控制方法。