大型被服務航天器質量特性參數在軌辨識

摘 要： 大型模塊化航天器可通過在軌模塊更換技術替換故障及過時模塊，延長航天器壽命。模塊更換后，航天器質量特性發生變化，而高精度軌道和姿態控制要求準確的航天器質量特性參數作為已知輸入。針對此問題，提出了基于參數解耦和分散協同控制技術的在軌辨識方法。所提方法能夠快速辨識出具備多套姿態控制模塊的大型復合航天器的質量特性參數，辨識精度高，滿足實時在軌辨識要求。

關鍵詞： 模塊化航天器； 在軌模塊更換； 質量特性辨識； 分散協同控制

中圖分類號： TN710?34； V411.8 文獻標識碼： A 文章編號： 1004?373X（2013）21?0103?05

0 引 言

隨著對空間研究、開發與應用能力的不斷提高，航天器的結構及組成日趨復雜，這對航天器在軌運行的可靠性提出了新的要求。采用傳統的“整體式設計”模式的航天器，一旦某個功能部件發生故障，將導致整個航天器的報廢，造成巨大損失[1]。可更換模塊航天器將整個航天器系統分解為功能、結構相互獨立的多個模塊，通過各功能模塊的組裝實現整個航天器系統的功能。可更換模塊航天器可以作為被服務航天器通過在軌模塊更換技術，對其上的故障及過時模塊進行在軌更換，從而延長自身壽命，提高自身可靠性。但是模塊更換后，被服務航天器構型發生變化，導致系統質量特性發生變化。若想實現控制系統對被服務航天器的高精度姿態、軌道控制，必須解決更換模塊后被服務航天器的質量特性參數在軌辨識問題。

傳統航天器一般只具備單套執行機構和傳感器系統，因此大型航天器要求其姿態控制系統具備較大的控制能力。在軌更換大型航天器的姿態控制模塊時，受存儲姿控模塊執行機構容量小、空間存儲不及時等因素影響，單套姿控模塊不能滿足控制需求。而通過在軌集成多個姿態控制模塊能夠很好解決上述問題。且每個姿控模塊單獨運作、協同控制，整體組成一套更大容量的執行機構系統。本文采用參數解耦的質量特性辨識方法和分散協同控制技術，解決具備多個姿態控制模塊的航天器（Spacecraft with Multiple Attitude Control Modules，SMACM）的質量特性參數在軌辨識問題，為實現大型被服務航天器的高精度姿態、軌道控制奠定基礎。

1 SMACM動力學模型

假設SMACM具有兩個姿控模塊，取其中一個作為主控模塊，用于分配控制律。每個姿控模塊裝配3個正交飛輪，SMACM裝配12個推力器作為執行機構。每個姿態控制模塊除安裝常規的測量設備（如星敏感器等）外，還裝配了三軸速率陀螺和加速度計，用于測量航天器角速度和線加速度。

SMACM的坐標系定義方法如圖1所示[2]：

（1） 本體坐標系[ObXbYbZb：]原點位于主控姿態控制模塊與星體對接面的幾何中心位置。對地模式下，[ObXb]指向飛行方向，[ObZb]指向地心，[ObYb]由右手定則確定。

（2） 質心坐標系[OmXmYmZm]：各軸指向與本體坐標系相同，原點位于系統質心位置；

（3） 推力器[i（i=1，2，…，12）]坐標系[OTiXTiYTiZTi]：原點位于第[i]個推力器的作用點，[OTiXTi]軸為推力器推力矢量方向；

（4） 測量坐標系[OcXcYcZc]：各軸矢量方向與本體坐標系各軸矢量方向相同，用[rc]表示加速度計測量參考坐標系原點在[ObXbYbZb]坐標系中的位置。

推力器坐標系和測量坐標系的原點、指向在模塊更換前后不會發生變化，可由地面人員確定。但是，質心位置與質量分布有關，隨著航天器構型的變化，質心坐標系也會發生相應變化。

式中：[h]為反作用飛輪角動量，且[h=JΩ，][J]為飛輪系統的轉動慣量；[Ω]為飛輪相對于星體的角速度。

2 參數解耦的最小二乘辨識方法

2.1 基于動量守恒的轉動慣量辨識方法

由于航天器采用整星零動量方式，因此在使用飛輪進行姿態控制的過程中，系統角動量守恒，且近似為[3]0，則有：

可以看出，式（5）變形為標準的最小二乘形式。在姿態機動過程中，獲取機動過程的星體姿態角速度[ω]和飛輪角速度[Ω]后，通過最小二乘算法即可辨識出系統的轉動慣量[4]。

2.2 質量、質心位置辨識方法

航天器質量、質心位置參數的辨識過程，采用小推力器對航天器進行控制，在此過程中，飛輪不參與控制。主控模塊[rc]的加速度計可測出該點的角速度[vc，]則測量坐標系原點與衛星質心的線加速度關系為：

通過測量角速度[ω]和控制器的輸出可以確定系數矩陣[C，][d]可直接通過加速度計測出。可以看出，小推力器控制的姿態機動過程中，通過采樣數據，利用最小二乘辨識算法即可求解[y，]進而求出航天器的質量[m]和質心位置[rm。]

2.3 遞推最小二乘算法

3 分散協同控制方案

分散協同控制方案的基本思想：將整個復合航天器看作是一個集中參數的剛體，采用單剛體航天器的動力學建模方法建立其姿態動力學模型而執行機構則采用分散模型。采用一般的集中控制方法設計復合航天器的控制器，將得到控制指令按照一定的優化準則分配到各子系統的執行機構中去，從而使各分散子系統協同工作完成對復合航天器的控制任務。圖2所示為基于分散協同控制方案的SMACM質量特性在軌辨識基本原理。姿控模塊在SMACM上的安裝位置不同，它們的執行機構在空間的安裝方位也不同，那么這些執行機構對SMACM的控制作用是否等效，它們協同工作時，作用效果能否相互疊加，這是分散協同控制方案必須解決的兩個問題[7]。

在軌辨識原理示意圖

定理：各姿態控制模塊的反作用飛輪系統對SMACM的作用力矩與其在SMACM上安裝的具體位置無關。

證明：反作用飛輪通過與SMACM之間的角動量交換來實現姿態控制，它屬于角動量交換裝置。SMACM上安裝角動量交換裝置，其數值與方向按一定規律變化時，產生作用于航天器上所需的反作用力矩，從而實現對衛星姿態的連續控制。當SMACM不受外力矩時，根據角動量守恒定理，反作用飛輪角動量的變化將引起SMACM本體反向的角動量的變化。

由前面公式可知，SMACM系統總的角動量等于反作用飛輪系統的角動量與SMACM本體角動量之和。則有：

式中：[ω×h]為飛輪的回轉效應項，[?h?t]為反作用飛輪動量大小的變化。由于[ω]和[h]只與執行機構安裝在模塊化航天器上的方向有關，與其安裝在航天器上的位置無關，因此可得出如下結論[8]：

（1） 對于SMACM而言，無論姿態控制模塊安裝到什么位置，其執行機構對SMACM姿態控制系統的作用都是等效的。

（2） 采用分散協同控制方案的SMACM，只要多套姿控模塊的執行機構的初始安裝方向相同，其控制作用可以相互疊加，完全等價。

在控制指令分配時，要考慮各執行結構的容量，做到“按能力分配”。假設第[i]和第[j]個模塊內執行機構的控制量分別為[Ui]和[Uj]，其角動量存儲量的上限值分別為[hi]和[hj，]各執行機構所分配的控制量之間的關系為：

4 仿真結果

4.1 基于分散協同控制方案的轉動慣量辨識結果

假設SMACM的初始姿態歐拉角和期望姿態歐拉角分別為：

則兩個姿控模塊飛輪角速度如圖5所示。

選擇主控姿態控制子系統模塊作為被測量模塊，將模塊的測量數值作為辨識算法的輸入，根據遞推最小二乘算法，得到的SMACM轉動慣量辨識結果如圖6所示。

最終，轉動慣量辨識結果及其誤差情況如表1所示，由于辨識結果僅保留小數點后4位數字，辨識結果與理論值看似相同，但其實存在一定誤差，辨識精度可達到2%以內，滿足實時辨識的要求。

4.2 質量、質心辨識結果

SMACM上安裝12個推力器，其布局如圖7所示，箭頭方向為推力矢量方向。小推力器所產生的推力大小為2 N，其安裝位置及推力矢量方向見表2。

5 總 結

通過對模塊更換后的航天器的質量特性進行在軌辨識，為實現高精度的軌道、姿態控制奠定基礎。本文采用的參數解耦和分散協同控制技術對具備多個姿控模塊的航天器的轉動慣量、質量和質心位置進行辨識，具有以下優點：

（1）轉動慣量與質量、質心位置相互“解耦”，因此 ，推力器與姿態控制模塊可以作為彼此獨立的模塊，姿態控制模塊內部沒有液態管路要求，模塊和接口結構簡單。

（2）該辨識方法同樣可以應用于服務航天器與被服務航天器交會對接、空間站與飛船交會對接、在軌組裝模塊化航天器等多個領域，應用范圍廣。

（3）辨識精度很高，能夠滿足實時辨識要求，可應用于航天器系統的自適應控制。

參考文獻

[1] 岳曉奎，寧昕.模塊化、變拓撲航天器概念及應用分析[J].航天航空技術，2009（3）：21?33.

[2] 徐文福，何勇，王學謙，等.航天器質量特性參數的在軌辨識方法[J].宇航學報，2010，31（8）：1906?1914.

[3] 王超，杜小平，高永明.基于飛輪控制的空間機器人質量參數辨識[J].航天控制，2012，30（3）：51?55.

[4] WILSON Edward， LAGES Chris， MAH Robert. On?line， gyro?based， [mass?property]identification for [thruster?controlled] spacecraft using recursive least squares [C]// 45th IEEE International Midwest Symposium on Circuits and Systems. Oklahoma： IEEE， 2002， 2： 334?337.

[5] 王書廷.衛星及其氣浮臺質量特性的在線辨識算法研究[D].哈爾濱：哈爾濱工業大學，2006.

[6] 黃河，周軍，劉瑩瑩.航天器轉動慣量在線辨識[J].系統仿真學報，2010，22（5）：1117?1120.

[7] 趙超，周鳳岐，周軍，等.復合空間站分散協同控制技術研究[J].西北工業大學學報，2000，18（3）：363?366.

[8] 李鵬奎.在軌服務組合平臺姿態確定與控制研究及地面試驗相對測量系統設計[D].長沙：國防科技大學，2008.