空间站组装过程姿态控制方案研究

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1、Vo1．18No．1载人航天第18卷第1期22MannedSpaceflight2012年1月空间站组装过程姿态控制方案研究李广兴，肖余之，卜劭华，颜根廷(上海宇航系统工程研究所，上海201108)摘要空间站利用再对接机械臂系统(RMS)进行在轨组装时，通常采用核心舱控制力矩陀螺(CMG)进行姿态控制。针对组装过程中CMG角动量可能发生饱和，采用喷气卸载带来严重的控制／结构耦合问题，设计了RMS的运动规律，以减小负载运动对核心舱产生的干扰，避免CMG角动量饱和。鉴于组装过程中空间站质量特性变化很大，设计了强鲁棒非线性姿态控制律，以

2、增强控制系统的抗扰动和适应性能力。关键词空间站组装；再对接机械臂；控制力矩陀螺；鲁棒姿态控制中图分类号：V448．22文献标识码：A文章编号：1674—5825(2012)O1—0022—08姿控发动机实现对组合体的控制，可能引起严重的l引言控制／结构耦合问题，进而对结构造成破坏性的影根据我国载人航天工程规划，我国计划发展空响，因此只能用CMG进行组合体的姿态控制。间站系统，解决有较大规模的、长期有人照料的空间如果负载运动对核心舱产生常值干扰力矩，会应用问题。由于运载能力的限制，空间站一般由多个造成CMG饱和，必须对角动量卸载才能

3、恢复CMG舱段在轨组装而成，舱段之间通过对接机构实现刚的重新控制能力。为避免角动量饱和，一类方法是性连接。空间站组装的各个阶段，可以形成不同的构对核心舱的姿态进行优化处理，设计期望的姿态轨型，对控制系统的要求也不尽相同。迹]，使CMG需要吸收的摄动角动量较小；另一类就实现组装过程的手段来说，一般有两种途径ll】。方法是对机械臂操作路径和运动特性进行规划，使一种是利用大型机械臂系统，如国际空间站的遥控得负载的运动对核心舱产生较小的扰动，CMG不易操作器系统(SSRMS)；另外一种是利用具有特定转饱和。位功能的系统，如“和平”号Mir

4、空间站的再对接机组装过程的另外一个显著特点是空间站组合体械臂系统(即转位机构，RMS)。RMS具有结构设计和的质量特性(质量和质心等)发生了较大变化，给控过程控制简单，自动控制程度和控制精度高、地面试制系统的设计带来困难。利用RMS进行组装，系统验和设备复杂度低等优点，因此利用其实现组装过动力学参数呈现慢变的特性，可采用白适应控制技程是最经济有效的手段。术[4】或鲁棒控制技术对姿态控制进行设计。空间站从“一”字形变为“L”形等构型的组装过本文针对空间站组装过程中可能出现的CMG程中，需要把实验舱从轴向对接口转移到周边对接饱和特点，

5、设计了RMS的运动规律，避免使用姿控口，此时待转舱处于停控状态。如果待转舱的太阳电发动机对CMG角动量卸载。针对质量特性变化大的池阵系统具有收拢功能，那么可以把电池阵收拢，以特点，设计了强鲁棒非线性PID控制律，从而有效的避免对核心舱产生不必要的干扰。组装过程中，如由消除质量特性变化对控制系统带来的不利影响。收稿日期：2010—11-10；修回日期：2011-Ol一19作者简介：李广兴(1978一)，男，博士，高工，主要从事航天器姿态确定和智能自主控制方面的研究工作。E—mail：mercufy205O@gmail．con第1期李

6、广兴等：空间站组装过程姿态控制方案研究23到b的转换矩阵为b2动力学模型馏。利用拟拉格朗日方程，考虑机械臂一次翻转过程，忽略慢变量，建立动力学模空间站组合体由核心舱和实验舱组成，RMS的型如下：旋转臂安装在实验舱上，在核心舱的节点舱安装RMS的旋转基座。图1为“一字形”构型示意图，图2J+∑+∑c西+∑c+c，，[∞×]为舱段转移过程示意图。【J∞++c。cc∞J(1)11+D11。+Kc11+CtO=0(2)+D+Ke11+C‘1)+Cm=0(3)运动学方程为q=1G(q)‘1)(4)其中，J和∞为空间站组合体转动惯量和角速度矢

7、量，表示在中；为控制力矩陀螺的角动量矢量，1，⋯，表示在FA中；叼和分别为核心舱和实验舱帆板的挠性模态坐标矢量，分别表示在F：和F：中，1，⋯，；C和c为核心舱和挠性帆板的耦合系数阵，表示在中；C为核心舱运动与实验舱翻图1“一字形”构型示意图转运动的耦合系数，表示在中；c由两部分组成，一部分为实验舱相对机械臂旋转轴坐标系的惯量，另一部分为两舱质心之间相对距离产生的惯量；C为实验舱翻转运动与帆板的耦合系数，表示在F中；∞为实验舱相对于核心舱的角速度矢量，表示在F：中；，D和为挠性振动阻尼阵和频率阵，[∞×]表示∞的斜对称矩阵。q=[

8、g。qqq]表示四元素矢量，G(q)表达式为『]G(q)：=l～、，lq0I33+Jqv=[gq2q，](5)I，表示单位矩阵。分析(1)式，可得空间站的控制力矩T为图2舱段转移过程示意图T一一[∞×-(6)。．设核心舱本体坐标系表示为F：，实验舱