大型复合航天器的建模与分散控制技术_赵超

第16卷　第3期　1998年9月飞　行　力　学FL IG HT DYN AM ICS V o l.16　N o.3Sep.1998　1997-12-23收到初稿,1998-03-13收到修改稿。

国家863高技术基金资助项目。

大型复合航天器的建模与分散控制技术赵　超　周　军　周凤岐(西北工业大学,西安,710072) 摘　要　综述了空间站一类大型复合航天器的建模与控制方法。

首先分析了大型复合航天器的结构动力学特性以及对其进行有效控制所面临的主要困难;然后研究了便于控制系统工程实现的大型复合航天器建模方法;继而对大系统分散控制技术在大型复合航天器控制中的应用前景作了详尽分析,指出分散变结构控制方法和分散协同控制技术在大型复合航天器控制中的优越性;最后还探讨了大型复合航天器控制系统设计中必须注意的一些工程实际问题。

关键词　航天器　建模　大系统　分散控制　变结构控制引言随着科学技术的高速发展,当今世界已经进入航天技术应用和外层空间实用时代。

本世纪70年代初出现了空间站一类大型航天器,永久性载人空间站是本世纪末最复杂、最巨大的航天工程,也是当今空间技术发展的一个重要里程碑。

利用永久性载人空间站可以进行在地面上无法进行的科学研究和实验,从空间获取发展人类文明的三大支柱——信息、材料和能源,为解决人类面临的能源、生态、环境和人口问题开辟多种新途径。

但是随着空间站一类大型复合航天器的出现,航天器结构的大型化、复杂化和挠性化已成为一个发展趋势,它在赋予航天器更大的容纳空间、更全的功能、更多的能源、更长的寿命。

在满足人们日益复杂的空间使用要求的同时,也对航天器控制技术提出了严峻的挑战,对控制系统的设计思想和方法产生了巨大的影响。

因此,大型复合航天器的控制技术就成为了当前的一个研究焦点。

1　结构动力学特性及其控制所面临的困难早期的航天器规模较小、结构紧凑、构造简单,同时控制精度等性能要求也不高,因此采用刚体模型对其控制完全能够满足要求。

但是随着航天技术的发展,航天器承担的DOI:10.13645/ k i .f .d.1998.03.005使命越来越多,功能越来越复杂,同时寿命要求也越来越长,于是其空间结构也相应地越来越庞大。

尤其是在轨道空间站进入太空后,它可以和其他航天器对接而形成更加庞大的复合航天器,其空间尺度可达几十米甚至上百米。

另一方面,由于发射费用和运载能力的限制,迫使人们在不断增大航天器结构和体积的同时,必须尽量减小航天器的重量。

因此航天器的许多设备不得不采用超轻、超薄的新型材料制造,并在结构上具有可伸缩性(例如太阳帆板、雷达天线阵列、机械臂、空间桁架结构等),而低刚度、大惯量的设计必然带来巨大的挠性。

因此当今的大型复合航天器都呈现出巨大的挠性,有的复合航天器甚至将其刚性体视为挠性结构的一部分也不为过,同时挠性模态的固有频率高度密集而且很低(0.1Hz 左右)。

另外,大型复合航天器外形巨大而单薄,其结构阻尼必然极其微弱,且又处于真空环境中,大气阻力几乎不存在,所以航天器挠性结构的振动模态一旦被激发,将持久不衰。

这不仅影响航天器的姿态定位精度,危及内部仪器设备的正常工作,甚至会使航天器失效[1]。

例如1958年美国发射的“探险者1号”卫星,由于其鞭状天线的结构振动引起系统内能耗散,最终导致姿态翻滚,使整个卫星丧失功能。

挠性航天器振动带来的惨重教训,几乎伴随着人类航天发展的整个过程,使得人们不得不越来越重视挠性航天器的控制问题,提出了多种控制策略并逐步工程化,以有效地抑制挠性振动的影响,保证航天器正常运行和航天使命的顺利完成。

因此,大型复合航天器挠性振动的主动控制就成为当今世界普遍关注而富有挑战性的重要课题[2]。

此外,大型复合航天器中不可避免地存在着各种非理想因素:由于在地面无法进行无重力环境测试和实验,挠性结构有许多特性参数无法确知,仅能根据理论计算和经验估计,例如模态振动频率、结构阻尼系数等;执行机构的固有特性和要素偏差又引入了控制输入的非理想性;建模误差和模态截断带来了被控对象的结构不确定性;对于低轨道运行的航天器,空间的气动力、重力梯度力、地磁场和太阳光压等又会对航天器产生各种扰动力矩。

因此,大型复合航天器是一类复杂的不确定性系统。

另一方面,随着航天任务要求的不断提高,现代航天器需要更高的姿态定位和调整精度,以更好地完成诸如遥感、探测、科学实验等使命。

这就要求其控制系统具有很强的鲁棒性,能够在航天器参数、结构、输入和扰动等各种非理想因素的作用下,有效地抑制挠性振动的影响,确保优良的动态特性和稳态品质。

总之,大型复合航天器是复杂的不确定动态大系统,对其进行有效控制主要面临着以下几个方面的困难:a .大型复合航天器实际上是分布参数系统,在理论上讲是无穷维的,在进行控制系统设计时,必须采用空间离散化方法将其近似为有限维数学模型。

为确保模型精度和防止残余模态引起的溢出不稳定,模型阶次一般都要求取得较高。

b .大型复合航天器工作在微重力环境下,其结构在地面上难以展开,地面可实测的信息少,通过数学方法建立的系统模型存在较大的建模误差。

c .大型复合航天器在运行过程中环境的变化、执行机构/传感器的动态特性、燃料的消耗等都会引起系统质量和刚度发生变化。

另外,两航天器的对接与分离、空间站整体构型的变更、机械臂的运作以及人员流动等都会引起系统参数的大范围变动。

此外,大型复合航天器的自然阻尼也常常是未知且变化的。

总之,大型复合航天器实际上是典型23　第3期赵　超等.大型复合航天器的建模与分散控制技术24飞　行　力　学第16卷的不确定时变大系统。

d.大型复合航天器中液体的晃动、挠性振动、刚体模态运动是相互耦合的,而且姿态与轨道之间也存在耦合。

e.大型复合航天器指向、姿态和振动抑制的高精度与高稳定性的控制指标和控制方法的可实时实现性,以及对各种不确定扰动具有强鲁棒性和适应性的设计要求,都增加了对大型复合航天器进行控制的难度。

2　建模与控制方法概述由于大型复合航天器结构的复杂性和特殊性,其动力学特性与一般刚体相比有很大区别,表现出强烈的挠性形变运动的特性,不能简单地采用刚体运动的数学模型来描述。

因此,需要针对大型复合航天器研究新的可行建模方法。

从70年代至今,人们已经提出了多种挠性航天器动力学建模方法,按使用的数学工具来分,主要有New to n-Euler方法、Larg rang e方法和Kene方法等;按建模形式来分,主要有分布参数法、集中质量法和有限元方法等。

由于大型复合航天器从本质上讲是连续介质,具有无穷自由度,是无限增维系统,因此将其当作分布参数系统建模,获得的偏微分方程是最准确的模型。

但是这种模型不便于控制系统的设计,所以一般常采用集中质量法和有限元方法等空间离散化方法,用有限维模型对无限维系统进行近似,得到一组有限维的常微分方程组。

但这种建模方法引入了模态截断,对残留模态处理不当将会产生控制溢出和观测溢出等令人头痛的问题。

尽管理论上已经提出了许多模态截断准则,如:模态频率准则、耦合系数准则、惯性完整性准则、等效质量准则、适定阻尼准则和能控能观测准则等,但它们是针对特定问题提出的,带有一定的主观性和局限性。

目前还没有一种既方便全面、工程上又切实可行的模态截断准则或判据。

针对上述问题,目前存在三种解决方案:一是在设计航天器结构时,就选择有利于控制的动力学布局或合理构型,即所谓“随控布局”设计思想;二是在航天器控制中选择不确定系统的鲁棒控制技术,来克服建模误差和各种干扰的影响;三是发展自适应、自重构的控制系统以补偿模型误差、构型变化及系统故障。

在大型挠性航天器的各种主动控制方法中,比较典型的主要有独立模态空间控制方法[3]、输出反馈控制方法[4]、自适应控制方法[5]、鲁棒控制方法[6]、分散控制方法[7]等。

其中,源于大系统理论的分散控制方法作为一种实用可行的空间离散控制器设计方法,其研究一直颇受人们的重视。

大型复合航天器的特殊性和复杂性,使得传统的集中控制模式在解决航天器控制时面临着许多实践困难。

例如较准确地描述复合航天器运动的数学模型的维数的极大提高以及可控性所要求的控制维数的增加,由此引起的集中控制系统的结构十分复杂、控制算法计算量过大、要求的敏感器测量信息多等缺点,大大增加了对航天器机载计算机容量、速度和可靠性的要求。

为了克服这些困难,产生于大系统的分散控制模式被应用于大型复合航天器的控制领域,受到了广泛地重视和研究。

分散控制的最大优点是控制系统的复杂性从系统级变为分系统级,使得控制系统的结构、算法等都大为简化,而且容错能力明显增强。

因此,分散控制已被公认为今后大型复合航天器控制的发展方向。

所谓大型复合航天器的分散控制,实际上是通过系统结构分解方法,先将大型挠性航天器的系统模型分解成若干相互关联的子系统。

然后针对各局部子系统设计分散控制器,在稳定各局部子系统的同时抑制系统间关联作用的影响,以保证整个系统的稳定性和控制精度。

大型复合航天器的分散控制主要具有以下两个突出优点:a .在将大型挠性航天器这样的高维动力学系统分解为若干相互关联的子系统的基础上,采用分散控制方法设计控制器,使得各局部控制器的设计与实现都简单许多,大大缓解了采用一般集中控制方法中所遇到的维数灾问题。

同时,由于各分散控制计算机可并行工作,大大降低了控制系统对在线计算运算能力和内存的要求。

b .对于形体庞大的大型复合航天器,各点传感器测量信号之间的传输并不十分方便。

分散控制信息分散化、控制分散化的特点,使得各分散控制输入仅依赖于局部系统的测量信息或交叠的有关信息,避免了系统测量信号传输上的不便。

同时,也大大降低了各分散控制计算机的信息处理量。

此外,对于由多个子结构组合而成的大型复合航天器,采用基于子结构分解方法的分散控制器设计方法,可以很方便地实现各子系统的单独控制以及子系统与组合系统之间的转换,而不需要因为航天器构型的改变而重新构造控制算法[7],这一优点也是一般集中控制方法无法比拟的。

3　大系统分散控制理论及其在航天器控制中的应用大系统分散控制方法是基于系统信息结构受约束,即所谓非经典信息模式提出的,每个分散控制器仅可利用观测系统的局部信息来构成控制律。

在分散控制中,被控对象是由相互独立的若干分散控制器(或称局部控制器)来完成对大系统控制的目的。

分散控制是基于非经典信息模式提出的,因而建立在经典信息模式基础上的传统控制理论的某些结论,在信息结构受约束时,也就未必能成立。

例如,在集中控制中,若系统满足可控制的条件,系统就可以稳定,而在分散控制中,这一结论并不成立,存在着所谓分散固定模的问题;另外在集中控制方式下的著名的分离定理在分散控制方式下也不再有效了。

因而在研究分散控制方法中,必须考虑非经典信息模式的特点。