單軸撓性衛(wèi)星快速機動試驗臺

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)星快速機動試驗臺

饒衛(wèi)東，徐李佳

(北京控制工程研究所，北京100190)

為了驗證撓性衛(wèi)星快速機動控制方法，搭建單軸撓性衛(wèi)星快速機動試驗平臺.該平臺基于單軸氣浮臺，令柔性板的撓性頻率和剛撓藕合系數(shù)與真實衛(wèi)星的接近.平臺充分模擬了衛(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)快速機動試驗.初步的試驗包括撓性參數(shù)辨識試驗和姿態(tài)快速機動PD控制試驗，仿真結(jié)果表明升級后的平臺將可以驗證快速機動控制方法.

試驗臺;撓性衛(wèi)星;快速機動

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衛(wèi)星姿控系統(tǒng)要求越來越高，衛(wèi)星撓性附件對整星姿態(tài)的干擾日益受到重視，尤其是衛(wèi)星快速機動時撓性附件的控制的是重點需要考慮的問題.

撓性衛(wèi)星姿態(tài)控制地面試驗一般采用干擾力矩很小的氣浮軸承作為平臺基礎(chǔ)，同時試驗臺的電源與氣路供給是獨立的，一般采用蓄電池供電和儲氣瓶供氣.這些試驗平臺在試驗室比較常見，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、大型三軸氣浮臺[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)控制地面試驗有諸多的難點:首先地面試驗是在空氣環(huán)境下開展，和真實的太空環(huán)境有一定的差距.其次，地面試驗沒有太空的微重力環(huán)境，勢必會受到干擾力矩的影響.這些都使得地面試驗的撓性模擬板的尺寸受到限制，太空試驗的低阻尼和低頻率振動很難完全模擬.

國內(nèi)外地面試驗方面已經(jīng)有了較多的研究，Camp等[4]設(shè)計了一種細(xì)長桿模擬撓性振動，空氣阻尼比很小.從輸入信號的頻率響應(yīng)特性上分析了輸入成形方法的有效性，并且在實驗臺上對撓性對象用該方法進(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驗臺，90%左右的振動得到抑制.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)快速機動控制.試驗臺由中心剛體和撓性模板組成，控制機構(gòu)為安裝在中心剛體的動量輪，測量機構(gòu)為撓性附件上的振動傳感器.試驗中控制算法實時辨識模態(tài)參數(shù)，實時更新濾波器參數(shù)和控制器參數(shù)以控制中心剛體的運動.

解永春等[6]針對撓性衛(wèi)星的快速機動提出了自適應(yīng)控制方法，并提出了噴氣方法物理仿真試驗.文中提出了一種邏輯微分控制方法，能夠自適應(yīng)地阻尼對象的振動，并且具有好的魯棒性.周軍等[7]針對撓性衛(wèi)星快速機動提出了變結(jié)構(gòu)控制方法，并在單軸氣浮臺上進(jìn)行仿真，驗證了該方法.變結(jié)構(gòu)方法對于能量的消耗較大，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，設(shè)計適合地面試驗的撓性模板，并配備相應(yīng)的敏感器和執(zhí)行機構(gòu)，組成撓性衛(wèi)星快速機動控制試驗平臺，仿真結(jié)果表明，這種升級后的平臺可以用于快速機動控制方法的驗證.

1 試驗平臺組成

1.1 信號流程

整個系統(tǒng)的信號示意圖如圖1所示，利用工控機模擬星載計算機，操作臺計算機模擬遙測遙控計算機.在操作臺計算機和工控機上，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)行物理實驗.

圖1 數(shù)據(jù)采集及控制系統(tǒng)組成簡圖

操作臺計算機可以同步得到姿態(tài)角、姿態(tài)角速度、動量輪輸出和動量輪轉(zhuǎn)速等數(shù)據(jù);同時，用戶通過一些命令操作，可以實施硬件測試和不同控制方法的控制試驗.

測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(待裝).執(zhí)行機構(gòu)有動量輪，輔助以噴氣控制(待裝).

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

1.2 關(guān)鍵指標(biāo)

1)單軸氣浮臺:用于仿真衛(wèi)星主體單軸姿態(tài)運動，氣動干擾力矩大約為0.001N·m，臺體搭載全部設(shè)備后轉(zhuǎn)動慣量約為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)，不同振動頻率和阻尼比的撓性振動.

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.可由臺上測控計算機控制電磁閥開關(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)，噴氣時間可以調(diào)節(jié).

4)加速度計(待裝):安裝在撓性功能板末端，測量模板的撓性振動.

5)動量輪系統(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:測量本體姿態(tài)角速度，輸出精度0.005(°)/s.

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

撓性衛(wèi)星快速機動試驗，即試驗臺在30s內(nèi)完成30°機動，并且姿態(tài)機動完成后姿態(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，使得試驗臺快速機動過程中，激發(fā)的撓性振動對中心剛體姿態(tài)的影響很大.姿態(tài)機動完成后，整個試驗臺的姿態(tài)角速度將處于振蕩衰減狀態(tài).

試驗?zāi)M的是衛(wèi)星在軌期間的姿態(tài)快速機動時的撓性振動，尤其要模擬太陽帆板的前幾階模態(tài)帶來的振動.為了使撓性頻率要做到盡量小以接近真實衛(wèi)星，則板子的厚度要盡量小，長度盡量長.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，材料為鋼或鋁時可以滿足一階撓性頻率在0.5Hz左右的要求.

圖2 試驗平臺示意圖

圖中，L1是撓性板近端距中心的距離，L2是撓性板長度，R是試驗臺半徑.采用混合坐標(biāo)法，式(1)描述了試驗平臺動力學(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)

試驗臺要在一定時間內(nèi)完成大角度姿態(tài)機動，執(zhí)行機構(gòu)的能力需要計算，按照式(2)計算需要的最小力矩Tmin:

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

2 初步試驗結(jié)果

2.1 參數(shù)辨識試驗

經(jīng)過調(diào)試，撓性衛(wèi)星快速機動試驗平臺搭建完畢，并進(jìn)行了初步的姿態(tài)控制試驗.兩個地面試驗安裝的撓性板尺寸為1800mm×150mm×3mm.

第一個試驗是衛(wèi)星動力學(xué)參數(shù)辨識試驗，由沖擊響應(yīng)的輸出數(shù)據(jù)辨識，采用了兩種辨識方法進(jìn)行試驗.

圖3 參數(shù)辨識試驗

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，該方法僅需要輸出信號.

FFT方法適合求解待辨識信號的頻譜曲線，使用峰值拾取法可以求得試驗對象的振動頻率.計算量小，物理意義明確，所以在工程上已大量使用.

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

表1 參數(shù)辨識結(jié)果對比

2.2 姿態(tài)機動試驗

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

快速機動過程中，撓性振動被激發(fā)，使得試驗平臺完成姿態(tài)機動后，振動幅度較大，而且由于自身阻尼很小，所以振動很難衰減.姿態(tài)機動后70s時的姿態(tài)穩(wěn)定度為0.05(°)/s，圖4是物理仿真的試驗結(jié)果.

該試驗結(jié)果表明，PD控制方法沒有達(dá)到預(yù)期結(jié)果(30s內(nèi)機動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)行機構(gòu)(動量輪)存在較大慣性環(huán)節(jié)，整個控制環(huán)路的帶寬受到限制.

(2)試驗臺本身測量精度不高，角速度測量僅達(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)計忽略了撓性動力學(xué)，控制方法沒有考慮撓性振動的主動抑制.

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

3 結(jié) 論

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

圖4 姿態(tài)機動試驗

圖5 角速度曲線

試驗臺設(shè)備需要進(jìn)一步被完善:測量角速度的陀螺精度有待提高;感應(yīng)同步器輸出信號需經(jīng)過濾波處理;測振的加速度計也要加入試驗臺.

試驗臺設(shè)備完善以后，將大幅度提高該平臺的性能，將能更好地驗證撓性衛(wèi)星快速機動的控制方法，包括被動控制方法和主動控制方法.

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[3] 李季蘇，牟小剛，周軍等.撓性結(jié)構(gòu)振動特性測試及振動抑制仿真試驗研究[J].控制工程，1996(2):13-19

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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，研究方向為航天器自適應(yīng)控制(e-mail:raw1985@sina.com)