應用變速控制力矩陀螺的航天器姿態(tài)自適應控制

林子杰,陸國平,呂 旺,吳寶林,李化義

(1.哈爾濱工業(yè)大學 衛(wèi)星技術研究所,哈爾濱 150001; 2.上海衛(wèi)星工程研究所,上海 201109)

在軌航天器過境時通常需要多次連續(xù)對多個區(qū)域進行觀測,連續(xù)姿態(tài)機動過程對航天器的敏捷性和高穩(wěn)定度提出高需求[1]。控制力矩陀螺(control moment gyroscopes, CMGs)是一種大力矩輸出的角動量交換裝置,是實現快速機動理想的執(zhí)行機構[2]。然而,CMGs存在奇異性和力矩分辨率小的問題[3]。因此,文獻[4-5]提出了CMGs與飛輪(reaction wheels, RWs)組成混合執(zhí)行機構的姿控方案,但是該方法提高了系統(tǒng)復雜度。近年來,學者廣泛研究內轉子可以調速的變速控制力矩陀螺(variable speed control moment gyroscopes, VSCMGs),使混合控制集成到單一執(zhí)行機構逐漸成為可能。增加了飛輪轉速自由度的VSCMGs同時具有CMGs與RWs兩種工作模式[6]。通過設計兩種工作模式切換策略,既能使航天器在姿態(tài)機動過程中采用CMGs模式輸出大力矩,又能在姿態(tài)穩(wěn)定及載荷工作時,將框架角鎖定采用RWs模式輸出精細的小力矩,同時滿足了機動過程的快速性和穩(wěn)定性。

目前,VSCMGs操縱律主要的研究集中于CMGs模式和RWs模式的切換策略以及各類不同功能零運動的設計方法。文獻[7]設計了加權矩陣帶零運動的操縱律,僅由奇異量度對指令力矩進行加權分配,并設計基于框架角和轉速反饋的零運動,該方法能主動規(guī)避奇異。文獻[8]基于姿態(tài)誤差閾值設計了VSCMGs的模式直接切換策略。然而,該種缺少過渡段的切換方式可能使得姿態(tài)存在瞬態(tài)激勵,引起帆板振動等不良影響。文獻[9]對VSCMGs分離成CMGs與RWs兩部分設計各自的操縱律,根據指令力矩方向與VSCMGs力矩方向之間的關系設計兩個模式間切換條件。文獻[10]基于VSCMGs 模式調度操縱律,設計了一種末態(tài)框架角反饋的零運動,對末態(tài)框架角選型進行詳細分析,但沒有考慮撓性帆板影響。文獻[11]建立了VSCMGs的撓性衛(wèi)星姿態(tài)動力學模型,設計了輸出反饋控制算法,但未對VSCMGs框架角與轉子轉速操縱律進行設計。文獻[12]從剛體衛(wèi)星動態(tài)掃描成像任務的角度對使用 VSCMGs 的控制器進行設計。文獻[13]基于PSO粒子群優(yōu)化方法尋找VSCMGs最優(yōu)平滑切換參數。文獻[14-15]針對VSCMGs為建模不確定性情況下的姿態(tài)跟蹤控制問題,前者通過歸一化神經網絡補償模型未知項的影響,后者采用魯棒自適應律估計未知參數。兩者的控制器未對VSCMGs操縱律詳細設計。文獻[16]給出了一種自適應估計未知姿態(tài)擾動的方法,并設計了力矩分配、奇異回避和輪速平衡的VSCMGs操縱律。該控制器未考慮撓性和慣量不確定,而且VSCMGs缺少末態(tài)框架角定位的功能。文獻[17-18]利用內轉子加減速實現飛輪的儲能,設計了姿控/儲能一體化操縱律。該類控制律目前工程實現較難,在解決了軸承摩擦及電子元件損耗問題后有較大前景。上述文獻均屬于單次機動,未對變速控制力矩陀螺在連續(xù)姿態(tài)機動過程中的操縱律使用進行詳細規(guī)劃。因此,VSCMGs的框架角與轉速無法從當次姿態(tài)機動的復位到下次機動初始狀態(tài),應進一步研究機動過程中操縱律在機動不同階段的使用方案,而且上述研究未考慮姿態(tài)控制中精確慣量未知的約束。

針對大角度姿態(tài)機動,目前工程中常使用路徑規(guī)劃和前饋補償結合的方法,這能提高姿態(tài)機動的快速響應能力。文獻[19]指出精確計算撓性航天器機動過程中的前饋補償力矩存在兩大困難,需要獲得慣量信息和撓性模態(tài)信息:①航天器在軌運行中,由于燃料消耗或者機構運動,會導致轉動慣量發(fā)生變化。因此,可以先完成航天器慣量參數辨識,然后再進行航天器控制[20],但這增加了在軌任務量。近年來,隨著以自適應控制為代表的智能算法發(fā)展,學者們研究在精確慣量未知情況下,直接進行航天器姿態(tài)控制。通過設計自適應律對慣量參數在軌估計,控制器中將無需精確慣量信息,降低了模型不確定對控制性能的影響[21]。②如今航天器逐漸向大撓性發(fā)展,通常攜帶大型太陽帆板、大型薄膜天線、長伸桿機構等部件。在快速機動過程中,撓性部件激發(fā)的振動會影響姿態(tài)控制性能,因此必須在姿態(tài)快速機動過程中采取必要的振動抑制策略。振動抑制中分為主動抑制和被動抑制。其中,主動抑制又分為基于壓電材料的主動振動抑制和基于撓性動力學特性的主動振動抑制[22]。前者需要航天器配置額外的敏感器和作動器來抑制撓性部件機動過程中的振動[23-24],后者無需額外的部件,僅從姿態(tài)控制算法層面抑制或補償撓性振動對航天器平臺的干擾。與自適應算法類似,設計僅需姿態(tài)信息的模態(tài)觀測器,實時估計不可測的撓性模態(tài)和模態(tài)速度信息,從而估計出振動對航天器平臺的干擾力矩,作為姿態(tài)控制器的前饋補償力矩[25-26]。

現有的VSCMGs應用到航天器控制中的研究大多是剛體航天器,而且未考慮慣量信息不確定約束。VSCMGs操縱律缺少與姿態(tài)機動路徑規(guī)劃結合,算法缺少工程適用性。本文針對撓性航天器在軌姿態(tài)連續(xù)機動控制問題,采用VSCMGs作為執(zhí)行機構,提出了一種基于觀測器的撓性航天器魯棒控制算法。在采用VSCMGs進行快速機動時,由于CMGs模式的輸出力矩較大,引起撓性部件振動激勵?？刂坡芍袑⒛B(tài)觀測器和自適應控制結合,實時估計不可測的模態(tài)信息和慣量信息,精確計算姿控的前饋補償力矩,用于補償振動對平臺的影響。設計的VSCMGs的操縱律根據其不同模式的功能,將多個零運動部署至姿態(tài)機動的不同階段。設計的算法既能實現姿態(tài)機動到姿態(tài)穩(wěn)定過程中的平滑切換,又能在不同階段實現不同功能,使得在兩次姿態(tài)機動之間框架角和轉子轉速實現復位。姿態(tài)控制律中規(guī)劃了的三段式正弦型路徑和穩(wěn)定過程,對應不同的VSCMGs操縱律,以滿足執(zhí)行機構不同的功能需求?？刂坡芍醒娱L減速段時間既有利于讓VSCMGs框架角復位,又降低進入穩(wěn)態(tài)時的帆板激勵。操縱律中的平滑切換策略減少了機動過程中對撓性干擾的補償大小。因此,本文將姿態(tài)控制律與VSCMGs操縱律有機結合到一個方案規(guī)劃中,使整個控制策略同時適用于高精度和高機動的姿態(tài)控制場合。

1 數學模型

1.1 撓性航天器姿態(tài)動力學模型

本文考慮帶N個撓性附件的航天器姿態(tài)動力學,由本體姿態(tài)動力學方程和撓性附件的振動方程組成:

(1)

(2)

式中:J∈R3×3為正定對稱的轉動慣量矩陣,ω∈R3為本體坐標系相對慣性坐標系的角速度,H∈R3為輪控執(zhí)行機構的角動量,T∈R3為輪控執(zhí)行機構作用在航天器上的三軸力矩,Bi∈R3×m為轉動剛柔耦合矩陣,ηi∈Rm為第i個撓性附件的模態(tài)坐標,Λi∈Rm×m為撓性附件的模態(tài)頻率矩陣,其中i=1,2,…,N,m為模態(tài)階數,ξi∈R為撓性附件的阻尼比,ω×∈R3×3為叉乘矩陣,表示為

(3)

姿態(tài)機動過程的運動學由四元數表示:

(4)

式中:q∈R4為姿態(tài)四元數,其矢量部分為qv∈R3,標量部分為q0∈R,In∈Rn×n為單位矩陣。

1.2 VSCMGs系統(tǒng)動力學模型

本文采用4個VSCMGs組成金字塔構型作為輪控執(zhí)行機構,即N=4,側傾角β=53.17°,如圖1所示。定義第i個VSCMGs的框架軸方向向量為gi∈R3,角動量軸方向向量為si∈R3,框架力矩輸出軸方向向量為ti∈R3,框架角為δi,轉子轉速為Ωi,Is為轉子轉動慣量。若初始時刻時框架軸和角動量軸方向為gi,0和si,0,由幾何關系可知:

圖1 金字塔構型VSCMGsFig.1 Pyramid configuration VSCMGs system

gi=gi,0,si=Ci(gi,δi)si,0,ti=gi×si

(5)

(6)

對角動量求導可得執(zhí)行機構作用在星體上的力矩為

(7)

2 控制問題描述

本文控制對象為式(1)～(3)的動力學模型。本文的控制問題為設計帶精確前饋的姿態(tài)控制律和執(zhí)行機構操縱律,輸出VSCMGs框架與轉子控制指令,使得航天器在VSCMGs作用下,在撓性振動干擾和模型參數不確定約束下,仍能跟蹤規(guī)劃好的機動路徑,實現撓性航天器的連續(xù)姿態(tài)機動與穩(wěn)定?？刂破髟O計的關鍵問題可分為:1)無慣量信息下的姿控問題;2)無模態(tài)敏感器時的撓性干擾力矩精確前饋;3)VSCMGs操縱律在連續(xù)機動的不同階段實現不同功能?；赩SCMGs的撓性航天器姿態(tài)機動自適應控制系統(tǒng)結構如圖2所示。

圖2 基于VSCMGs的撓性航天器姿態(tài)機動自適應控制系統(tǒng)結構Fig.2 System structure of flexible spacecraft attitude maneuver adaptive control based on VSCMGs

從圖2中可知:

3)針對連續(xù)姿態(tài)機動的工況,為充分發(fā)揮VSCMG兩種模式各自優(yōu)點,操縱律需要實現4點基本功能。①力矩分配。VSCMGs比傳統(tǒng)CMGs多了一個自由度,其操縱律設計本質是CMGs模式與RWs模式力矩分配設計,需要結合機動路徑規(guī)劃實現平滑切換兩種模式。②奇異應對策略。發(fā)生奇異時,由RWs模式補償CMGs奇異時的力矩。雖然,VSCMGs系統(tǒng)數學上可證明無奇異,但在實際硬件約束下操縱律仍需考慮規(guī)避CMGs模式奇異。③輪速平衡設計。由于轉子轉速可變,需要在進入CMGs模式時保證輪速盡可能維持一致,避免零奇異。此外,維持轉子高轉速運動可避免轉子轉速過零。④末態(tài)框架角定位。考慮到奇異性以及力矩輸出同向性與框架角組合有關,特別是在姿態(tài)穩(wěn)定控制段,框架鎖定后框架組合直接影響RWs模式力矩輸出方向。因此,需要對初始和末態(tài)框架角進行選取,要求在機動結束后框架鎖定在期望的框架角組合附近。

3 基于模態(tài)觀測器的姿態(tài)機動自適應控制律

本文先將撓性航天器姿態(tài)動力學模型轉換為跟蹤誤差模型,分離出慣量參數。隨后設計模態(tài)觀測器和自適應控制律,通過Lyapunov方法證明系統(tǒng)閉環(huán)穩(wěn)定性。

3.1 模型轉換

(8)

(9)

若ωe與qv,e均收斂至零則表明姿態(tài)跟蹤上期望的規(guī)劃路徑,姿態(tài)機動控制轉化為誤差鎮(zhèn)定問題。通常在忽略撓性力矩時,設計PD控制器[27]為

T=-Kwωe-Keqv,e-τ

(10)

式中Ke、Kw分別為正定的PD增益矩陣。上述控制器除了使用可測的狀態(tài)外,還使用了模型參數J,在精確慣量信息未知的情況時并不適用,而且未補償撓性干擾對星體的作用。因此需要對誤差動力學進行轉換,分離出慣量參數,便于后續(xù)自適應律設計。

首先,對于任意的三維向量a∈R3定義矩陣算子F(a)∈R3×6為

(11)

J可以寫成θ∈R6的形式,θ=[J11J22J33J23J13J12]T,則對任意三維向量a有Ja=F(a)θ恒成立。故非線性項可表示為

τ=Yθ-ω×H

(12)

(13)

(14)

3.2 基于觀測器的自適應控制律設計

由式(12)可設計姿態(tài)控制律設計為

(15)

(16)

對式(16)求導并代入式(2),有

(17)

故聯(lián)立式(16)、(17),可寫為線性系統(tǒng)的矩陣形式:

(18)

其中:

(19)

(20)

(21)

式中G∈R6×6為正定的自適應增益矩陣。

3.3 系統(tǒng)穩(wěn)定性證明

(22)

對式(22)求導并代入式(9)、式(13),可得

(23)

將控制律式(15)、式(19)～(21)代入式(23),可得

(24)

(25)

(26)

將式(26)代入式(24)可得

(27)

故閉環(huán)控制系統(tǒng)漸進穩(wěn)定。證閉。

4 VSCMGs復合操縱律

本文基于VSCMGs的不同功能設計模式切換算法和3種零運動,并將它們引入到姿態(tài)機動路徑的各個環(huán)節(jié)中。

4.1 模式權值設計

VSCMGs的操縱律需要實現兩種模式力矩的分配功能。由加權廣義逆理論得到帶權值矩陣的偽逆操縱律為:

(28)

式中:L=[DE],W∈R8×8為待設計的權值分配矩陣,Ws為轉子輸出力矩權重,Wg為框架輸出力矩權重。通過設計這兩個值可以有效根據實際情況分配力矩大小:

(29)

4.2 避奇異策略

為解決CMGs模式下奇異問題,采用基于奇異值分解(SDA)的操縱律,將E改寫為ESDA,即

(30)

式中:U、V為E奇異值分解得到的酉矩陣,其中E=U[diag(σ1,σ2,σ3)03×1]VT,σ1≥σ2≥σ3為E的奇異值。當發(fā)生CMGs模式奇異時,σ3趨于零。引入誤差參數α=α0e-det(EET)后,接近奇異時det(EET)趨于零,可以保證ESDA最小奇異值始終大于零,避免落入奇異狀態(tài)后解的溢出。將ESDA代入LSDA=[DESDA],基于SDA加權偽逆操縱律為

(31)

VSCMGs系統(tǒng)通過添加零運動實現空轉從而遠離落入奇異的構型。零運動的操縱律表達式為

(32)

式中:KN1為避奇異零運動參數,κ=σ1/σ3為雅可比矩陣條件數。

4.3 輪速平衡策略

(33)

(34)

轉速平衡零運動表示為

(35)

4.4 末態(tài)框架角定位

本文姿態(tài)控制背景為連續(xù)機動,因此需要在機動前和機動完成后的穩(wěn)定段,框架能定位在期望的組合上,既實現鎖定狀態(tài)RWs模式力矩輸出同向性,又能實現CMGs模式減少奇異。故引入末態(tài)框架角反饋零運動為

(36)

式中:KN3為末態(tài)框架角定位零運動參數,δf為后續(xù)設計的期望框架組合。

在三軸穩(wěn)定整星零動量控制策略中,忽略干擾作用,機動開始與機動結束,VSCMGs系統(tǒng)有零動量約束,即AsIsΩ=0。另外希望框架角組合盡可能對稱,保證RWs模式時有較對稱的力矩包絡。假設機動開始時轉速已在式(35)作用下趨于一致,一種使VSCMGs系統(tǒng)角動量為零且對稱的框架角組合為δf=[δF-δFδF-δF]T,彼此相對的框架角相同,相鄰的框架角相反,從而保證系統(tǒng)角動量為零。

在機械機構學中,雅可比矩陣的條件數κ=σ1/σ3用作表征機構靈敏度的評價函數,本文中評價VSCMGs不同框架組合下力矩輸出各向同性。極限情況時κ=1,機構處于最佳運動傳遞性能,力矩包絡呈現各向同性的球形。當出現奇異κ→∞時,機構將無法輸出奇異方向力矩。利用該特性,可以為框架角組合選擇提供參考依據。At和As的條件數為κcmg與κrw,分別對應RWs模式與CMGs模式,圖3為條件數關于框架角的曲線。

圖3 雅可比矩陣條件數Fig.3 Jacobian matirx condition number

如圖3所示,兩種模式的條件數均以60°為一個周期呈周期性分布。兩者峰值交替出現,κcmg呈現極小值時,κrw為極大值。綜合兩者,取曲線交點δF=15°+30k°,(k=±1,±2,…,±5)。既保證在姿態(tài)機動初始時刻CMGs模式遠離奇異,又使機動結束進入的RWs模式有較好的力矩同向性。本文僅從奇異的方面選取期望框架角,可根據實際航天器構型及工程需要靈活調整。如長桿型的航天器在X、Y方向受到較大的重力梯度力矩,可以將δF調整到60°附近來吸收干擾力矩。

4.5 姿態(tài)機動路徑規(guī)劃中的VSCMGs操縱律

VSCMGs操縱律為偽逆解和零運動解的線性組合y=ySDA+yN1+yN2+yN3。引入各操縱律需要結合姿態(tài)機動路徑,需要進行更細致規(guī)劃,如圖4所示。在機動準備階段框架解鎖,VSCMGs使用RWs模式,引入轉速平衡的零運動使內轉子的轉速在機動開始時盡可能趨于一致。機動過程中使用VSCMGs加權偽逆操縱律,由權值矩陣根據機動不同階段分配力矩大小,并引入避奇異零運動,機動前期主要處于CMGs模式。當姿態(tài)機動進入到減速段時,對k進行尋優(yōu)搜索,‖δ-δF(k)‖的最小值對應的k代入到δF(k),即為期望的末態(tài)框架角組合,此時引入框架角反饋的零運動。機動末段時,隨著歐拉角誤差逐漸減少,VSCMGs將處于CMGs模式與到RWs模式過渡狀態(tài)的混合模式。大角度機動完成后航天器進入穩(wěn)定控制,框架角鎖定,姿態(tài)穩(wěn)定控制完全由內轉子加減速輸出力矩,VSCMGs處于RWs模式。

圖4 VSCMGs操縱律使用方案規(guī)劃Fig.4 VSCMGs control law scheme in path planning

注5文獻[10]通過三角形規(guī)劃路徑的仿真證明了延長減速段時間可增加VSCMG框架角反饋的持續(xù)時間,更有利于讓框架角能定位在δF附近。本文為了在實現敏捷機動減小激發(fā)撓性附件振動,規(guī)劃了三段式正弦機動路徑。減小其中減速段的加速度,延長正弦式機動的減速段時間,如圖4所示。

5 仿真分析

本文從撓性航天器連續(xù)姿態(tài)機動仿真來說明本文提出的姿態(tài)控制律和VSCMGs操縱律。航天器初始姿態(tài)歐拉角為[0°,0°,0°],共計4次姿態(tài)機動循環(huán)往復:首次機動至[30°,-30°,180°],維持后機動至零姿態(tài),然后機動至[30°,-30°,-40°],再次機動復位。路徑規(guī)劃中繞歐拉軸最大旋轉角度為2.3(°)/s,最大旋轉角加速度為0.36(°)/s2。轉動慣量為

(37)

撓性部件前4階固有頻率為Λ1=diag(0.457 34,1.028 80,1.893 30,2.245 30)Hz,模態(tài)阻尼為ξ1=0.005,轉動耦合系數矩陣為

(38)

圖5 角速度Fig.5 Angular velocity

圖6 姿態(tài)角Fig.6 Euler angle

姿態(tài)連續(xù)機動的角速度與姿態(tài)角如圖5、6所示,角速度與姿態(tài)角跟蹤規(guī)劃后正弦機動路的誤差圖7、8可知。如圖7、8所示,每次機動開始的角速度偏差與角度偏差較大,穩(wěn)態(tài)誤差分別為2×10-5(°)/s和(10-4)°。在首次機動,由于慣量信息不準確,自適應律尚未估計完成,因此超調最大。作為對比實驗,采用無慣量估計和無模態(tài)觀測的普通PD反饋控制器式(10),仿真結果如圖9、10所示。顯然,在沒有任何撓性力矩補償和不準確慣量的前饋力矩時,動態(tài)響應中超調量更大,進入穩(wěn)態(tài)的時間更長,穩(wěn)態(tài)的精度相比本文經過撓性抑制和慣量估計的控制器要低一個數量級。

圖7 角速度跟蹤誤差Fig.7 Tracking error of angular velocity

圖8 姿態(tài)角跟蹤誤差Fig.8 Tracking error of Euler angle

圖9 角速度跟蹤誤差(無自適應律與觀測器)Fig.9 Tracking error of angular velocity without adaptive law and observer

圖10 姿態(tài)角跟蹤誤差(無自適應律與觀測器)Fig.10 Tracking error of Euler angle without adaptive law and observer

圖11為模式權值曲線,反映了機動過程中模式切換及零運動引入過程。0 s時為機動準備階段,VSCMGs處于RWs模式,此時開始轉速平衡。50 s開始首次姿態(tài)機動,權值Wg>Ws,系統(tǒng)主要處于CMGs模式,主要由框架轉動提供力矩。

圖11 RWs與CMGs模式權值Fig.11 Weight of RWs mode and CMGs mode

如圖12的奇異測度曲線所示,在63 s處接近奇異,此時權值Ws減小,內轉子變速由RWs模式補償CMGs模式奇異力矩。在零運動的作用下,奇異測度快速增大,避開了奇異后,再次由CMGs模式提供力矩。115 s時進入減速段,引入末態(tài)框架角反饋零運動,使框架定位在期望框架角組合。機動末期,過渡為CMGs與RWs混合模式,RWs逐漸開始占主導,直至145 s機動結束。隨著姿態(tài)角誤差逐漸減小,Ws向1收斂,Wg向0收斂,最終進入姿態(tài)穩(wěn)定控制置Wg=0,Ws=1,完全由轉子變速提供力矩,等待下次姿態(tài)機動。圖13、14為VSCMGs的內轉子轉速和VSCMGs的框架角變化曲線。輪速平衡作用下,轉子轉速始終工作在1 800 r/min附近,既避免了穩(wěn)態(tài)控制時轉子轉速過零,又使轉子轉速具有在姿態(tài)機動后復位的能力。進入穩(wěn)態(tài)段后,由轉子變速提供力矩,框架轉速為零實現鎖定。末態(tài)框架角定位的作用下,框架角能在每次姿態(tài)機動結束后鎖定在至期望的角度[15°,-15°,15°,-15°]附近。

圖12 VSCMGs奇異測度Fig.12 Singularity measurement of VSCMGs

圖13 VSCMGs內轉子轉速Fig.13 Rotor speed of VSCMGs

圖14 VSCMGs框架角Fig.14 Gimbal angle of VSCMGs

圖15～17表示了模態(tài)觀測器和慣量自適應估計器的辨識效果。圖15表明,模態(tài)觀測器能在20 s內就跟蹤上真實的模態(tài)坐標用于補償撓性干擾力矩。圖16、17表明,在多次機動后,近似持續(xù)激勵的辨識結果接近真實值,整體估計誤差范數為150 kg·m2。通過調整估計增益矩陣G改變慣量估計的收斂速度,比較多組實驗下最后一次姿態(tài)機動的仿真結果,從而分析不同慣量估計效果對控制品質的影響。如圖18、19所示,慣量估計誤差‖θe‖越小,航天器進入穩(wěn)態(tài)段的時間越短,快速穩(wěn)定的能力越強;在相同的機動時間下,控制性能隨估計精度的提高而提高。

圖15 一階模態(tài)坐標及觀測值Fig.15 First mode coordinate and its estimation

圖16 轉動慣量估計值Fig.16 Estimation of inertia

圖17 慣量估計誤差范數Fig.17 Norm of estimation error of inertia

圖18 角速度跟蹤偏差與慣量估計誤差的關系Fig.18 Angular velocity error related to inertial estimation error

圖19 姿態(tài)角跟蹤偏差與慣量估計誤差的關系Fig.19 Euler angle error related to inertial estimation error

6 結 論

1)本文設計了一種適用于撓性衛(wèi)星的敏捷機動和高穩(wěn)定姿控場合的自適應控制器和VSCMGs復合操縱律。設計的模態(tài)觀測器和慣量估計器用于辨識不可測的模態(tài)信息和慣量信息,這些辨識結果被用來精確估計撓性干擾前饋補償力矩,使用Lyapunov方法證明了閉環(huán)控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性。

2)設計的VSCMGs復合操縱律同時實現了4項重要功能:CMGs模式到RWs模式的平滑切換,規(guī)避CMGs模式奇異性,維持轉子的輪速平衡以及在機動結束時將框架角復位到優(yōu)選組合。

3)本文算法有效降低了機動過程中撓性振動和轉動慣量未知的不利影響,與無自適應控制律相比,姿態(tài)控制精度提高了一個數量級。調整自適應增益改變參數辨識效果,對比實驗表明航天器快速穩(wěn)定的能力隨辨識誤差減小而提升。