本發(fā)明涉及一種基于飛輪輸出偏差的抗干擾姿態(tài)控制方法及驗證裝置與驗證方法，可用于驗證包括基于飛輪輸出偏差的抗干擾姿態(tài)控制方法在內(nèi)的多種姿態(tài)控制方法；針對飛輪的輸出偏差干擾提出了一種抗干擾控制方法對其加以抵消與抑制，該方法能顯著提高系統(tǒng)實時性、精度和穩(wěn)定度，進一步改善姿控系統(tǒng)的控制性能，本發(fā)明屬于飛行器的姿態(tài)控制領(lǐng)域。

背景技術(shù)：
飛輪作為長壽命衛(wèi)星最理想的執(zhí)行機構(gòu)，也是現(xiàn)代高精度衛(wèi)星姿態(tài)控制的關(guān)鍵部件。飛輪又稱為動量矩儲存器，通過改變飛輪的動量矩矢量，可以吸收飛行器其余部分多余的動量矩矢量，達到飛行器姿態(tài)控制的目的。隨著飛行器任務(wù)的日益復(fù)雜多樣化，飛行器對姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)的要求越來越高，特別是要求高精度和長壽命。因此，對于中高軌道的飛行器，越來越多采用飛輪三軸姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)。在軌衛(wèi)星含有多源干擾，既包括太陽光壓、大氣阻力、空間塵埃等外部環(huán)境干擾，衛(wèi)星本身又有帆板振動、執(zhí)行機構(gòu)誤差、敏感器測量噪聲等內(nèi)部擾動。多源干擾嚴重影響衛(wèi)星的控制精度，尤其是在軌衛(wèi)星硬件固定的情況下，難以在硬件上進一步挖掘控制精度提升的空間，因此對抗干擾姿態(tài)控制方法的研究及應(yīng)用成為提高控制精度的重要新途徑。飛輪是飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)的主要干擾源之一。飛輪轉(zhuǎn)子動靜不平衡、飛輪結(jié)構(gòu)諧振、飛輪點機電磁非線性等因素使飛輪在運行過程中產(chǎn)生擾振，擾動力矩大大降低衛(wèi)星指向精度和穩(wěn)定性。2010年7月發(fā)表于《北京航空航天大學(xué)學(xué)報》第36卷第7期的文獻《基于氣浮臺的微小衛(wèi)星姿態(tài)控制實時仿真》搭建了半物理仿真實驗平臺對單剛體微小衛(wèi)星的姿態(tài)控制問題進行了實時仿真研究，其控制算法為傳統(tǒng)PID控制方法，該方法不能有效抵消飛輪輸出偏差帶來的干擾，未能達到精細抗干擾的目的。提高飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)響應(yīng)時間以及減小穩(wěn)態(tài)誤差對提高飛行器姿態(tài)控制精度至關(guān)重要，因此研究針對基于飛輪輸出偏差的控制方法具有重要意義。姿控系統(tǒng)測試裝置已經(jīng)在飛行器研制過程中得到了廣泛應(yīng)用，國內(nèi)航天五院502所、航天八院812所，還有哈工大、清華、北航等高校都曾研制出姿控系統(tǒng)測試裝置，但現(xiàn)有的姿控系統(tǒng)測試裝置通常針對特定型號的飛行器而研制，有的僅僅針對某特定航天任務(wù)，為驗證某種特定方法搭建，忽略了飛輪輸出偏差干擾的影響，無法用于針對包括基于飛輪輸出偏差在內(nèi)的多種抗干擾姿態(tài)控制方法研究。

技術(shù)實現(xiàn)要素：
本發(fā)明的技術(shù)解決問題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種基于飛輪輸出偏差的抗干擾姿態(tài)控制方法及驗證裝置與驗證方法，工程上易于實現(xiàn)，不僅能顯著提高系統(tǒng)響應(yīng)速度，也能夠減小穩(wěn)態(tài)偏差，進一步改善姿控系統(tǒng)的控制性能，且驗證了基于飛輪輸出偏差的抗干擾姿態(tài)控制方法的有效性，提高了姿態(tài)控制系統(tǒng)的控制精度。本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：一種基于飛輪輸出偏差的抗干擾姿態(tài)控制驗證裝置，包括實時仿真目標機、姿態(tài)確定模塊、姿態(tài)控制模塊、反作用飛輪組、試驗主控模塊以及三軸氣浮臺；所述實時仿真目標機包括飛行器姿態(tài)運動學(xué)仿真機，實時運算飛行器運動學(xué)模型；所述姿態(tài)確定模塊對實時仿真目標機輸出的姿態(tài)信息進行實時濾波與解算；所述姿態(tài)控制模塊實時運算姿態(tài)控制算法，為反作用飛輪組提供力矩控制指令，包括了姿態(tài)控制單元和無線接收單元，無線接收單元接收試驗主控模塊的控制方法切換指令，姿態(tài)控制單元根據(jù)該切換指令完成控制方法的選擇與運行；所述反作用飛輪組在接收力矩控制指令后，將輸出力矩信號傳給實時仿真目標機；試驗主控模塊用于向姿態(tài)控制模塊發(fā)送控制方法切換信號，該切換信號通過無線發(fā)送單元發(fā)出，姿態(tài)控制模塊中的姿態(tài)控制單元根據(jù)無線接收單元接收控制方法切換信號，運行相應(yīng)的控制算法，數(shù)據(jù)存儲分析與對比測試單元存儲不同控制算法下的仿真實時運算數(shù)據(jù)，用于對比分析不同控制算法下的控制效果；三軸氣浮臺作為仿真的支撐平臺，實時仿真目標機、姿態(tài)確定模塊、姿態(tài)控制模塊以及反作用飛輪組安裝在氣浮臺面上，氣浮臺的轉(zhuǎn)動用來模擬飛行器在外層空間的姿態(tài)變化；驗證裝置的數(shù)據(jù)流回路如下：飛行器的期望姿態(tài)通過姿態(tài)控制模塊的導(dǎo)入系統(tǒng)回路，該期望姿態(tài)信號通過與姿態(tài)確定模塊濾波后的姿態(tài)信息進行比較，得到偏差信號；將此偏差信號傳遞給姿態(tài)控制模塊，該模塊接收試驗主控模塊中控制方法切換信號后選擇并運行相應(yīng)的控制方法，該姿態(tài)控制算法解算出指令力矩信號并傳送至反作用飛輪組；反作用飛輪組在接收指令力矩信號后輸出執(zhí)行力矩信號，該力矩作用在三軸氣浮臺的臺面，三軸氣浮臺模擬飛行器在外層空間的力學(xué)環(huán)境，檢測到飛輪輸出力矩作用下的臺面轉(zhuǎn)動角速度，轉(zhuǎn)動角速度信號傳入實時仿真目標機中的飛行器姿態(tài)運動學(xué)仿真機；仿真目標機運算飛行器運動學(xué)模型，得到包括飛行器三軸轉(zhuǎn)動角度和三軸轉(zhuǎn)動角速度的姿態(tài)信息，飛行器姿態(tài)信息的實時數(shù)據(jù)傳輸給試驗主控模塊中的數(shù)據(jù)存儲分析與對比測試單元，該單元保存實時運算數(shù)據(jù)，同時該姿態(tài)信息傳送至姿態(tài)確定模塊；姿態(tài)確定模塊將經(jīng)過濾波后得到的姿態(tài)信息與期望姿態(tài)作比較后獲得新的偏差信號，形成了驗證裝置的數(shù)據(jù)流回路。基于飛輪輸出偏差的抗干擾姿態(tài)控制方法，包括以下步驟：首先，建立飛行器系統(tǒng)的動力學(xué)模型；其次，設(shè)計飛輪輸出偏差估計器；再次，設(shè)計PID控制器；最后，將飛輪輸出偏差估計器、PID控制器進行復(fù)合，給出基于飛輪輸出偏差的抗干擾姿態(tài)控制方法；具體步驟如下：第一步，建立飛行器系統(tǒng)動力學(xué)模型，如下表示：其中，Jx,Jy,Jz分別為飛行器三軸轉(zhuǎn)動慣量；φ(t),θ(t),ψ(t)分別為飛行器本體坐標系和軌道坐標系之間的三軸歐拉角,即滾轉(zhuǎn)角、俯仰角和偏航角；分別為三軸姿態(tài)角速度；分別為三軸姿態(tài)角加速度；ux(t),uy(t),uz(t)分別為三軸的控制力矩；Tdx(t),Tdy(t),Tdz(t)分別為三軸的干擾力矩；w0為飛行器軌道角速度；第二步，設(shè)計飛輪輸出偏差估計器；飛輪輸出偏差估計器為：即采用Q(s)d(s)對飛輪輸出偏差干擾d(s)進行估計，Q(s)與Q(s)G-1(s)構(gòu)成了飛輪輸出偏差估計器；為飛輪輸出偏差干擾的估計值，Y(s)為飛行器系統(tǒng)輸出，表示為Y(s)＝Guyu(s)+Gdyd(s)；其中，u(s)為控制輸入，d(s)為飛輪輸出偏差干擾，Guy(s)為從輸入到輸出的閉環(huán)傳遞函數(shù)，Gdy(s)為從干擾到輸出的閉環(huán)傳遞函數(shù)，G(s)為飛行器系統(tǒng)模型，G0(s)為飛行器系統(tǒng)標稱模型，Q(s)為濾波器，Ed(s)為干擾估計誤差，表示為上述各式中的s代表飛輪輸出偏差估計器基于頻域設(shè)計；飛輪輸出偏差干擾類型為慢時變低頻干擾，Q(s)設(shè)計為低通濾波器，即干擾估計的效果由濾波器Q(s)的設(shè)計決定；為了達到最優(yōu)干擾估計效果，使Q(s)接近1，即Ed(s)接近0，達到抵消干擾的效果。第三步，設(shè)計PID控制器；PID控制器為：Gc(s)為PID控制器中實現(xiàn)的傳遞函數(shù)；采用PID控制方法進行反饋補償，PID控制律為：Δm＝min-mout其中，Kp、Ki、Kd分別為比例增益、積分增益、微分增益；Tc為PID控制器的輸出，Δm為控制偏差，為控制偏差變化率，min為期望姿態(tài)角，mout為輸出姿態(tài)角。第四步，將飛輪輸出偏差估計器、PID控制器進行復(fù)合，給出基于飛輪輸出偏差的抗干擾姿態(tài)控制方法；Tc為PID控制器的輸出，為干擾的估計值，即飛輪輸出偏差估計器的輸出，u(s)是飛輪輸出偏差估計器和PID控制器復(fù)合后得到的控制輸入。本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的優(yōu)點在于：(1)控制方法工程上易于實現(xiàn)，不僅能顯著提高系統(tǒng)響應(yīng)速度，也能夠減小穩(wěn)態(tài)偏差，進一步改善姿控系統(tǒng)的控制性能，且驗證了基于飛輪輸出偏差的抗干擾姿態(tài)控制方法的有效性，提高了姿態(tài)控制系統(tǒng)的控制精度。(2)通過基于飛輪輸出偏差的抗干擾驗證裝置，揭示飛輪輸出偏差對控制系統(tǒng)的影響機理，把基于干擾觀測器控制的干擾抵消與非線性干擾抑制方法與PID控制方法有機結(jié)合，提出了針對飛輪輸出偏差的抗干擾控制方法，改善了傳統(tǒng)的單一魯棒方法對于干擾抑制和抵消問題保守性大的缺陷。該抗干擾驗證裝置不僅能夠研究基于飛輪輸出偏差干擾的抗干擾姿態(tài)控制算法，還能夠通過試驗主控模塊切換不同控制方法，姿態(tài)控制單元逐次驗證多種控制方法，同時數(shù)據(jù)存儲分析對比測試單元對比不同姿態(tài)控制方法下控制效果的優(yōu)劣，完成測試分析。附圖說明圖1為本發(fā)明一種基于飛輪輸出偏差的抗干擾姿態(tài)控制驗證裝置的數(shù)據(jù)流回路；圖2為本發(fā)明一種基于飛輪輸出偏差的抗干擾姿態(tài)控制方法設(shè)計流程圖。具體實施方式下面結(jié)合附圖對本發(fā)明的具體實施方式做進一步詳細說明。以微納三軸穩(wěn)定衛(wèi)星的姿控系統(tǒng)仿真試驗為例，來說明驗證裝置以及基于飛輪輸出偏差的抗干擾姿態(tài)控制方法。如圖1所示，給出了本發(fā)明的驗證裝置，驗證裝置包括實時仿真目標機1、姿態(tài)確定模塊2、姿態(tài)控制模塊3、反作用飛輪組4、試驗主控模塊5以及三軸氣浮臺6；所述實時仿真目標機1包括飛行器姿態(tài)運動學(xué)仿真機11，實時運算微納衛(wèi)星運動學(xué)模型；所述姿態(tài)確定模塊2對實時仿真目標機1輸出的姿態(tài)信息進行實時濾波與解算；所述姿態(tài)控制模塊3實時運算姿態(tài)控制算法，為反作用飛輪組4提供力矩控制指令，包括了姿態(tài)控制單元31和無線接收單元32，無線接收單元32接收試驗主控模塊5的控制方法切換指令，姿態(tài)控制單元31根據(jù)該切換指令完成控制方法的選擇與運行；所述反作用飛輪組4在接收力矩控制指令后，將輸出力矩信號傳給實時仿真目標機1；試驗主控模塊5用于向姿態(tài)控制模塊3發(fā)送控制方法切換信號，該切換信號通過無線發(fā)送單元52發(fā)出，姿態(tài)控制模塊3中的姿態(tài)控制單元31根據(jù)無線接收單元32接收控制方法切換信號，運行相應(yīng)的控制算法，數(shù)據(jù)存儲分析與對比測試單元53存儲不同控制算法下的仿真實時運算數(shù)據(jù)，用于對比分析不同控制算法下的控制效果；三軸氣浮臺6作為仿真的支撐平臺，實時仿真目標機1、姿態(tài)確定模塊2、姿態(tài)控制模塊3以及反作用飛輪組4安裝在氣浮臺面上，三軸氣浮臺的轉(zhuǎn)動用來模擬微納衛(wèi)星在外層空間的姿態(tài)變化；驗證裝置的數(shù)據(jù)流回路如下：微納衛(wèi)星的期望姿態(tài)通過姿態(tài)控制模塊3的導(dǎo)入系統(tǒng)回路，該期望姿態(tài)信號通過與姿態(tài)確定模塊2濾波后的姿態(tài)信息進行比較，得到偏差信號；將此偏差信號傳遞給姿態(tài)控制模塊3，該模塊接收試驗主控模塊5中控制方法切換信號后選擇并運行相應(yīng)的控制方法，可供選擇的姿態(tài)控制方法包括基于飛輪輸出偏差的抗干擾姿態(tài)控制方法、基于滑模變結(jié)構(gòu)的航天器姿態(tài)控制方法和航天器姿態(tài)PID控制方法，被選擇的姿態(tài)控制算法解算出指令力矩信號并傳送至反作用飛輪組4；反作用飛輪組4在接收指令力矩信號后輸出執(zhí)行力矩信號，該力矩作用在三軸氣浮臺6的臺面，三軸氣浮臺6模擬微納衛(wèi)星在外層空間的力學(xué)環(huán)境，檢測到飛輪輸出力矩作用下的臺面轉(zhuǎn)動角速度，轉(zhuǎn)動角速度信號傳入實時仿真目標機1中的飛行器姿態(tài)運動學(xué)仿真機11；仿真目標機運算微納衛(wèi)星運動學(xué)模型，得到包括微納衛(wèi)星三軸轉(zhuǎn)動角度和三軸轉(zhuǎn)動角速度的姿態(tài)信息，微納衛(wèi)星姿態(tài)信息的實時數(shù)據(jù)傳輸給試驗主控模塊5中的數(shù)據(jù)存儲分析與對比測試單元53，該單元保存實時運算數(shù)據(jù)，同時該微納衛(wèi)星的姿態(tài)信息傳送至姿態(tài)確定模塊2；姿態(tài)確定模塊2將經(jīng)過濾波后得到的姿態(tài)信息與期望姿態(tài)作比較后獲得新的偏差信號，形成了驗證裝置的數(shù)據(jù)流回路。如圖2所示，基于飛輪輸出偏差的抗干擾姿態(tài)控制方法，包括以下步驟：首先，建立微納衛(wèi)星系統(tǒng)的動力學(xué)模型；其次，設(shè)計飛輪輸出偏差估計器；再次，設(shè)計PID控制器；最后，將飛輪輸出偏差估計器、PID控制器進行復(fù)合，給出基于飛輪輸出偏差的抗干擾姿態(tài)控制方法；具體步驟如下：1，建立微納衛(wèi)星系統(tǒng)動力學(xué)模型，如下表示：其中，Jx,Jy,Jz分別為微納衛(wèi)星三軸轉(zhuǎn)動慣量，Jx＝[5.50-0.06-0.02]，Jy＝[-0.066.14-0.02]，Jz＝[-0.02-0.062.18]；φ(t),θ(t),ψ(t)分別為微納衛(wèi)星本體坐標系和軌道坐標系之間的三軸歐拉角,即滾轉(zhuǎn)角、俯仰角和偏航角；分別為三軸姿態(tài)角速度；分別為三軸姿態(tài)角加速度；ux(t),uy(t),uz(t)分別為三軸的控制力矩；Tdx(t),Tdy(t),Tdz(t)分別為三軸的干擾力矩；w0為微納衛(wèi)星軌道角速度，w0＝0.0630°/s；微納衛(wèi)星初始角度[2.861.722.86]°，初始角速度[0.0570.0570.086]°/s；2，設(shè)計飛輪輸出偏差估計器；飛輪輸出偏差估計器為：即采用Q(s)d(s)對飛輪輸出偏差干擾d(s)進行估計，Q(s)與Q(s)G-1(s)構(gòu)成了飛輪輸出偏差估計器；為飛輪輸出偏差干擾的估計值，Y(s)為飛行器系統(tǒng)輸出，表示為Y(s)＝Guyu(s)+Gdyd(s)；其中，u(s)為控制輸入，d(s)為飛輪輸出偏差干擾，Guy(s)為從輸入到輸出的閉環(huán)傳遞函數(shù)，Gdy(s)為從干擾到輸出的閉環(huán)傳遞函數(shù)，G(s)為飛行器系統(tǒng)模型，以微納衛(wèi)星俯仰軸通道為例，G0(s)為微納衛(wèi)星系統(tǒng)標稱模型，Q(s)為濾波器，Ed(s)為干擾估計誤差，表示為：上述各式中的s代表飛輪輸出偏差估計器基于頻域設(shè)計；飛輪輸出偏差干擾類型為慢時變低頻干擾，Q(s)設(shè)計為低通濾波器，即干擾估計的效果由濾波器Q(s)的設(shè)計決定；為了達到最優(yōu)干擾估計效果，使Q(s)接近1，即Ed(s)接近0，達到抵消干擾的效果。3，設(shè)計PID控制器；PID控制器為：Gc(s)為PID控制器中實現(xiàn)的傳遞函數(shù)；采用PID控制方法進行反饋補償，PID控制律為：Δm＝min-mout其中，Kp、Ki、Kd分別為比例增益、積分增益、微分增益分別取值為：Kp＝[-5.5-12.28-2.18]，Ki＝[-0.55-0.614-0.218]，Kd＝[-12.4432-13.8911-4.9320]；Tc為PID控制器的輸出，Δm為控制偏差，為控制偏差變化率，min為期望姿態(tài)角，mout為輸出姿態(tài)角；4，將飛輪輸出偏差估計器、PID控制器進行復(fù)合，給出基于飛輪輸出偏差的抗干擾姿態(tài)控制方法；基于飛輪輸出偏差的抗干擾姿態(tài)控制方法為：Tc為PID控制器的輸出，為飛輪輸出偏差干擾的估計值，即飛輪輸出偏差估計器的輸出，u(s)是飛輪輸出偏差估計器和PID控制器復(fù)合后得到的控制輸入。本發(fā)明說明書中未作詳細描述的內(nèi)容屬于本領(lǐng)域?qū)I(yè)技術(shù)人員公知的現(xiàn)有技術(shù)。