針對充液撓性航天器姿態(tài)快速機動、快速穩(wěn)定的控制要求,為減小姿態(tài)機動對撓性附件振動和液體晃動的激發(fā),設計了一種基于正弦型加加速度的姿態(tài)機動路徑規(guī)劃方法。為進一步提高姿態(tài)控制性能,提出了一種基于云多目標粒子群算法的姿態(tài)控制器參數(shù)和機動路徑參數(shù)聯(lián)合優(yōu)化方法。以最小化充液撓性航天器三軸姿態(tài)達到指定指向精度的時間以及三軸姿態(tài)穩(wěn)定度,構建多目標優(yōu)化模型,并應用云多目標粒子群算法求取姿態(tài)控制器參數(shù)和機動路徑參數(shù)的Pareto最優(yōu)解。仿真結果表明:采用多目標聯(lián)合優(yōu)化算法得到的控制器與路徑參數(shù),能夠有效減小液體晃動和撓性附件振動,顯著提高充液撓性航天器大角度姿態(tài)機動的快速性和穩(wěn)定性。 

【文章來源】：上海航天(中英文). 2020,37(01)

【文章頁數(shù)】：7 頁

【部分圖文】：

基于正弦型加速度的七段式路徑規(guī)劃示意圖

為了減小航天器姿態(tài)機動對液體晃動和撓性附件振動的激發(fā)，實現(xiàn)快速機動、快速穩(wěn)定的控制目標，采用反饋控制器與機動路徑規(guī)劃相結合的姿態(tài)控制方案，系統(tǒng)結構如圖2所示。圖2中，αd、分別為期望的角位置、角加速度向量，α為實際的姿態(tài)角向量，e=αd-α為姿態(tài)角誤差向量。圖2中姿態(tài)控制器采用微分先行的PD控制律，即

仿真用充液撓性航天器的數(shù)學模型及參數(shù)取自文獻[11]。充液撓性航天器初始姿態(tài)角為[-30,0.5,0.5]（°），期望達到的姿態(tài)角為[30,0,0]（°），三軸初始姿態(tài)角速度均為10-3（°）/s。姿態(tài)機動采用基于正弦型加加速度七段路徑，并利用CMOP-SO聯(lián)合優(yōu)化充液撓性航天器姿態(tài)機動路徑參數(shù)和控制器參數(shù)。考慮實際航天器姿態(tài)三軸角速度測量元件的測量范圍有限，設定機動路徑的勻速段角速度限幅為Vsystem＿max=2.5（°）/s，角加速度限幅為asystem＿max=0.4（°）/s2，控制器力矩限幅為ulimit=25N·m，系統(tǒng)采樣時間為0.05 s。性能指標：當充液撓性航天器滾動軸機動60°時，考慮三軸運動耦合，為了平穩(wěn)進行姿態(tài)機動，對俯仰軸和偏航軸亦按照所設計的七段路徑進行規(guī)劃，要求三軸姿態(tài)機動時間控制在tmax=70 s之內(nèi)，指向精度優(yōu)于pt=0.005°；且在100～150 s（穩(wěn)定時間）內(nèi)，穩(wěn)定度優(yōu)于6×10-5（°）/s。


本文編號：3026439