[发明专利]一种刚柔液耦合系统姿态控制器和机动路径联合优化方法

说明书

本发明提出了一种刚柔液耦合系统姿态控制器和机动路径联合优化方法，包括以下步骤：首先建立充液挠性航天器的动力学模型；再获取充液挠性航天器的角加速度曲线、角速度曲线、得到多段的角位置曲线，对充液挠性航天器姿态机动路径进行规划；再计算角位置多段曲线中每段曲线的表达式；采用PD控制系统对充液挠性航天器进行姿态控制；联合优化充液挠性航天器控制器和机动路径的参数：采用基于自适应网格的多目标粒子群优化算法对充液挠性航天器的控制器和机动路径参数进行联合优化。本发明的方法减少了姿态机动对挠性附件振动和液体晃动的激发，实现了充液挠性航天器姿态大角度快速机动快速稳定控制。

技术领域

本发明属于航天器姿态控制领域，特别是一种刚柔液耦合系统姿态控制器和机动路径联合优化方法。

背景技术

为完成复杂任务并延长在轨运行寿命，现代航天器需要携带大量液体燃料和轻质附件，这种充液挠性航天器的姿控系统具有刚柔液耦合的复杂非线性动力学特性，姿态机动极易诱发液体晃动和附件振动，这对实现航天器姿态大角度快速机动、快速稳定控制提出了巨大挑战。

对充液挠性航天器动力学的研究表明，在姿态快速机动过程中，姿态角加速度的突变(即不连续性)常导致挠性帆板的强烈振动和液体的强烈晃动，同时，在机动过程中角加速度、角速度以及控制力矩易受到执行机构的限制。因此，需对航天器姿态机动的路径进行规划，寻找最优的姿态控制器参数及机动路径参数，以减少姿态机动对挠性附件振动和液体晃动的激发。

目前迫切需要一种刚柔液耦合系统姿态控制器和机动路径联合优化方法，使得充液挠性航天器能够快速完成大角度姿态机动并获得高的稳定度。但是现有技术中尚无相关描述。

发明内容

本发明所解决的技术问题在于提供一种刚柔液耦合系统姿态控制器和机动路径联合优化方法，以减少姿态机动对挠性附件振动和液体晃动的激发，实现充液挠性航天器姿态大角度快速机动快速稳定控制。

实现本发明目的的技术方案为：

一种刚柔液耦合系统姿态控制器和机动路径联合优化方法，包括以下步骤：

步骤1、建立充液挠性航天器的动力学模型：一类带有挠性太阳能帆板及液体燃料的三轴航天器的姿态动力学方程、挠性振动方程和液体燃料晃动方程；

步骤2、获取充液挠性航天器的角加速度曲线、角速度曲线、得到多段的角位置曲线，对充液挠性航天器姿态机动路径进行规划；

步骤3、计算角位置多段曲线中每段曲线的表达式；利用角加速度最大值、角加速度微分曲线中非零段时间和的一半或角加速度曲线中非零段时间和的一半、航天器角速度最大值、期望机动的角度，解算出航天器每段曲线中角位置的表达式；

步骤4、采用PD控制系统对充液挠性航天器进行姿态控制；

步骤5、联合优化充液挠性航天器控制器和机动路径的参数：采用基于自适应网格的多目标粒子群优化算法对充液挠性航天器的控制器和机动路径参数进行联合优化。

本发明与现有技术相比，其显著优点：

(1)对充液挠性航天器的大角度姿态机动路径进行规划，结合PD控制器，使得充液挠性航天器快速机动到稳定状态。

(2)对控制器参数及机动路径参数进行优化，寻找出较优的姿态控制器参数及机动路径参数，减少挠性附件振动和液体晃动的对充液挠性航天器姿态控制的影响，提高系统机动完成后的稳定性。

下面结合附图对本发明作进一步详细描述。

附图说明

图1为本发明方法的流程图。

图2为基于正弦型角加速度的分段路径图。

图3为充液挠性航天器姿态控制系统结构示意图。