顧黃興 齊瑞云
南京航空航天大學(xué)自動(dòng)化學(xué)院,南京 210016
隨著航天技術(shù)的不斷發(fā)展,對(duì)航天器的性能提出了更高的要求,液體燃料占航天器總重量的比值不斷增大,地球同步衛(wèi)星的燃料接近總質(zhì)量的40%[1]。當(dāng)貯箱部分充液時(shí),由于航天器的平動(dòng)和轉(zhuǎn)動(dòng),會(huì)使液體燃料不斷晃動(dòng),對(duì)航天器產(chǎn)生顯著的干擾力、干擾力矩和沖擊壓力,使航天器呈現(xiàn)非線性、參數(shù)時(shí)變等復(fù)雜的動(dòng)力學(xué)特性,同時(shí)較低的晃動(dòng)頻率容易與航天器的結(jié)構(gòu)振動(dòng)和姿態(tài)控制系統(tǒng)相交耦,從而對(duì)航天器的姿態(tài)控制和穩(wěn)定性產(chǎn)生重大影響。如何抑制液體燃料晃動(dòng)對(duì)航天器的影響是一個(gè)難點(diǎn),因而在航天器建模和控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)中,必須將液體燃料和剛體航天器加以綜合考慮。
帶液體晃動(dòng)航天器的姿態(tài)控制對(duì)航天器變軌、交會(huì)對(duì)接以及姿態(tài)跟蹤目標(biāo)的達(dá)成非常重要。目前針對(duì)此類問題的姿態(tài)控制方法主要有:文獻(xiàn)[2]針對(duì)帶液體晃動(dòng)航天器設(shè)計(jì)了自適應(yīng)極點(diǎn)配置姿態(tài)控制器;文獻(xiàn)[3]用一種分層滑??刂品椒ㄡ槍?duì)帶液體晃動(dòng)航天器設(shè)計(jì)了姿態(tài)控制器;文獻(xiàn)[4]針對(duì)帶液體晃動(dòng)的月球著陸器提出了一種基于無源性的姿態(tài)控制方法;文獻(xiàn)[5-8]針對(duì)帶液體晃動(dòng)航天器提出了一種基于Lyapunov函數(shù)的非線性反饋控制器的設(shè)計(jì)方法;文獻(xiàn)[9]對(duì)液體晃動(dòng)-航天器姿態(tài)耦合動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)采用極點(diǎn)配置間接自校正控制策略,實(shí)現(xiàn)了姿態(tài)角的鎮(zhèn)定及跟蹤;文獻(xiàn)[10]針對(duì)一類帶液體晃動(dòng)欠驅(qū)動(dòng)航天器設(shè)計(jì)了非線性反饋控制器;文獻(xiàn)[11]提出了一種針對(duì)充液航天器姿態(tài)的自適應(yīng)非線性動(dòng)態(tài)逆控制。上述文獻(xiàn)提供的各種控制方法,大都是基于液體燃料的質(zhì)量等相關(guān)參數(shù)不變來設(shè)計(jì)控制器,沒有考慮到液體燃料的參數(shù)可變且難以測(cè)量。為此,本文提出了采用自適應(yīng)控制方法來解決這個(gè)問題。
針對(duì)有加速度條件下的帶有液體燃料晃動(dòng)的航天器,本文基于Lyapunov函數(shù)穩(wěn)定性分析,在文獻(xiàn)[5-8]提出的非線性反饋控制器的基礎(chǔ)上,考慮液體燃料參數(shù)的不確定性,提出了一種參數(shù)自適應(yīng)非線性反饋控制方法,來抑制航天器的橫向以及俯仰運(yùn)動(dòng),同時(shí)抑制液體燃料的晃動(dòng),使系統(tǒng)漸近穩(wěn)定。仿真實(shí)例驗(yàn)證了該方法的有效性。
本文研究的是零重力條件下,在有軸向加速度時(shí),某固定平面內(nèi)帶單個(gè)貯箱的軸對(duì)稱剛體航天器的動(dòng)力學(xué)和姿態(tài)控制,液體燃料使用單個(gè)的彈簧-質(zhì)量塊模型來等效,如圖1所示。
圖1 帶液體晃動(dòng)航天器示意圖
建立航天器體坐標(biāo)系Oxyz和慣性坐標(biāo)系OXYZ,考慮航天器在X軸、Z軸平面上的運(yùn)動(dòng)。vx,vz分別為貯箱中心沿著x軸和z軸的速度分量;貯箱內(nèi)液體燃料等效為彈簧-質(zhì)量塊,質(zhì)量為mf,分為2部分:固定質(zhì)量m0,h0和I0分別為其相對(duì)貯箱中心的距離和轉(zhuǎn)動(dòng)慣量;振動(dòng)部分的液體質(zhì)量m1,h1和s分別為其相對(duì)貯箱中心的距離和振幅。k1為彈簧彈性系數(shù);航天器姿態(tài)角θ為航天器相對(duì)于慣性坐標(biāo)系X軸的角度;航天器質(zhì)量為m,相對(duì)貯箱中心轉(zhuǎn)動(dòng)慣量為I;末端推力為恒力F,推力角δ為F相對(duì)體坐標(biāo)系x軸的角度;M為作用于質(zhì)心的轉(zhuǎn)動(dòng)力矩,M和δ是控制輸入;質(zhì)心到貯箱中心距離為b,推力F作用點(diǎn)到質(zhì)心距離為d;c為彈簧振子阻尼系數(shù)。
由文獻(xiàn)[7]可知,帶液體晃動(dòng)航天器動(dòng)力學(xué)方程為
(1)
(2)
M+F(b+d)sinδ
(3)
(4)
從上述方程可以看出,液體燃料與剛體航天器的耦合作用強(qiáng)烈,系統(tǒng)呈現(xiàn)很強(qiáng)的非線性。方程(1)~(3)中包含了剛體航天器和液體燃料之間力和力矩的作用,同時(shí),控制力和力矩又都是直接作用于剛體航天器外部,因此對(duì)液體晃動(dòng)的抑制只能通過內(nèi)部的耦合作用來實(shí)現(xiàn),使得航天器整體表現(xiàn)為一個(gè)欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)。方程(4)體現(xiàn)了液體晃動(dòng)的耗散作用,阻尼系數(shù)c的存在,使得液體每個(gè)周期的晃動(dòng)都會(huì)帶來小部分能量的消耗。
在航天器做機(jī)動(dòng)動(dòng)作時(shí),若推力角度、姿態(tài)角變化幅度較小,且液體晃動(dòng)為小幅晃動(dòng)時(shí),軸向加速度不會(huì)顯著變化,因此方程(1)可以近似為:
(5)
令
(6)
(7)
(8)
設(shè)計(jì)目標(biāo)是設(shè)計(jì)一個(gè)參數(shù)自適應(yīng)非線性反饋控制器,使航天器完成給定的平面機(jī)動(dòng)動(dòng)作,即控制航天器的姿態(tài)角和橫向速度達(dá)到預(yù)定目標(biāo),并同時(shí)抑制液體燃料的晃動(dòng),使系統(tǒng)漸近穩(wěn)定。
根據(jù)前文的分析可知,帶液體晃動(dòng)的航天器系統(tǒng)為固液耦合的復(fù)雜非線性系統(tǒng),傳統(tǒng)的基于線性化模型的控制方案很難取得好的控制效果。本文采用基于Lyapunov函數(shù)的非線性設(shè)計(jì)方法,直接對(duì)非線性系統(tǒng)設(shè)計(jì)Lyapunov函數(shù),并據(jù)此設(shè)計(jì)控制器,使系統(tǒng)能得到很好的收斂性能,使用間接自適應(yīng)控制的方法保證參數(shù)估計(jì)值的收斂,同時(shí)使用參數(shù)映射等手段保證參數(shù)估計(jì)值在合理的取值范圍內(nèi),最終針對(duì)帶液體晃動(dòng)的航天器系統(tǒng)設(shè)計(jì)了參數(shù)自適應(yīng)非線性反饋控制器。
在上文建立系統(tǒng)模型時(shí),采用彈簧-質(zhì)量塊模型對(duì)液體燃料進(jìn)行建模,而在實(shí)際的航天器任務(wù)中,由于傳感器的精度以及建模時(shí)的誤差,很難精確測(cè)量得到等效模型的各項(xiàng)參數(shù)。因此對(duì)于此非線性系統(tǒng),考慮液體燃料的具體參數(shù)的不確定性,將方程(8)改寫為如下的形式:
(9)
實(shí)際的航天器系統(tǒng)中,液體燃料的各項(xiàng)參數(shù)必定有界,因此等效模型的各參數(shù)也有界,故可對(duì)系統(tǒng)模型進(jìn)一步作如下假設(shè):
假設(shè)1:h∈Ω1,而Ω1={h|hmin≤h≤hmax},即h有上下界;β>0;α∈Ω2,而Ω2={α|0<αmin≤α≤αmax},即α有上下界,且大于0。
假設(shè)2:存在Ωα,使得α>0,?α∈Ωα。Ωα為R上凸子集,且Ω2?Ωα。
假設(shè)3:可以適當(dāng)選擇正常量r3,r4,使得μ=r3-r4h2>0,?h∈Ωh。其中Ωh為R上凸子集,Ω1?Ωh;r3,r4為可以選擇的Lyapunov函數(shù)的系數(shù)。
下面先給出控制器以及投影算子,后面證明基于投影算子的自適應(yīng)律的選取保證了參數(shù)估計(jì)值的有界性。定義如下的公式:
(10)
(11)
(12)
(13)
(14)
定義如下的投影算子[12]:
(15)
δ1,δ2為選定的較小的正數(shù),分別使Ω1?Ω1δ?Ωh,Ω2?Ω2δ?Ωα成立,其中Ω1δ={h|hmin-δ1≤h≤hmax+δ1},Ω2δ={α|αmin-δ2≤α≤αmax+δ2}。
下面通過對(duì)定理的證明來說明控制器的設(shè)計(jì)。
定理:給定正常數(shù)r1~r7,l1,l2,采用控制律式(10)及(11)和參數(shù)自適應(yīng)律式(12)~(14),能保證系統(tǒng)在平衡點(diǎn)處漸近穩(wěn)定。其中,r3,r4滿足如下條件:可以選定r3,r4,使得μ=r3-r4h2>0,?h∈Ωh。
證明:取Lyapunov函數(shù)為:
對(duì)Lyapunov函數(shù)求導(dǎo)可得:
將控制律式(10)和(11)代入,整理后得到:
(17)
由參數(shù)自適應(yīng)律式(13)可得:
(18)
(19)
(20)
(21)
(22)
將式(18)代入式(17),再由投影算子性質(zhì)式(19)和(21),可得
根據(jù)投影算子性質(zhì)式(20)和(22)可知,Lyapunov函數(shù)V為正定函數(shù)。由LaSalle 不變集定理[1-3]可知,對(duì)系統(tǒng)(6)~(8)施加控制律(10)和(11),以及參數(shù)自適應(yīng)律(12)~(14)時(shí),可以使得系統(tǒng)在平衡點(diǎn)處漸近穩(wěn)定。
針對(duì)本文提出的參數(shù)自適應(yīng)非線性反饋控制方案,本節(jié)采用數(shù)字仿真來研究其對(duì)帶液體晃動(dòng)航天器的控制效果。
表1 航天器及燃料的物理參數(shù)[7]
考慮液體燃料參數(shù)的可變性,時(shí)間t為600s時(shí),參數(shù)變動(dòng)為:m1=20kg,h1=0.12m,k=80N/m,c=3.2N·s/m。
參數(shù)映射中各參數(shù)為:αmin=0.01,αmax=15,hmin=0.01,hmax=15,δ1=0.001,δ2=0.001,Ωα={α|α≥0.001},Ωh={h|0.001≤h≤20}。
綜合考慮系統(tǒng)的響應(yīng)速度,調(diào)節(jié)時(shí)間以及輸出曲線等因素,一組較合適的控制律及自適應(yīng)律參數(shù)為:r1=1×10-6,r2=100,r3=10,r4=0.02,r5=0.006,r6=5×10-5,r7=5×10-5,l1=4000,l2=2000。其中,l1,l2的取值較大,是為了保證系統(tǒng)的總體收斂速度。r1對(duì)仿真結(jié)果中各狀態(tài)量和控制輸入的超調(diào)量影響較大,因此取值較小。r2,r4同樣對(duì)系統(tǒng)的收斂性有影響,同時(shí)會(huì)對(duì)仿真曲線的平滑性和上升時(shí)間有較大的影響。r5,r6,r7等與r4相關(guān),影響各參數(shù)的收斂性。綜合考慮以上各種因素,適當(dāng)?shù)倪x取各個(gè)參數(shù),可以得到較好的仿真結(jié)果,如圖(2)~(5)所示。
圖2 vx,vz的響應(yīng)曲線
圖3 θ,s的響應(yīng)曲線
圖4 參數(shù)α,β,h的估計(jì)值
圖5 控制輸入δ,M
從圖(2)和(3)中可以看出,航天器的橫向速度,姿態(tài)角和彈簧振子振幅都能最終達(dá)到平衡點(diǎn),同時(shí)系統(tǒng)的軸向加速度基本保持不變,符合上面簡化模型時(shí)的分析。圖(4)給出的各參數(shù)的估計(jì)值很快的收斂。從圖(5)中可看出,航天器的控制輸出,即控制力矩和推力角度曲線平滑,參數(shù)在合理的范圍內(nèi)。在600s時(shí),液體晃動(dòng)的參數(shù)發(fā)生變動(dòng),系統(tǒng)仍能最終達(dá)到平衡??梢钥闯?,采用本文提出的控制器,系統(tǒng)能夠最終達(dá)到平衡,同時(shí)控制器輸出很平滑,沒有抖動(dòng)。
針對(duì)帶液體晃動(dòng)的航天器,在給定整體系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型的基礎(chǔ)上,本文針對(duì)系統(tǒng)的非線性性以及液體燃料晃動(dòng)參數(shù)未知且難以精確測(cè)量等特點(diǎn),基于Lyapunov函數(shù)穩(wěn)定性分析,設(shè)計(jì)了一種參數(shù)自適應(yīng)非線性反饋控制器,按照這種方法設(shè)計(jì)的控制器可以保證系統(tǒng)最終達(dá)到漸近穩(wěn)定。這種控制方法抑制了航天器的橫向及俯仰運(yùn)動(dòng),并且有效抑制了液體的晃動(dòng),達(dá)到了控制目標(biāo)。最后給出的仿真實(shí)例說明了該方法的有效性和可行性。
參 考 文 獻(xiàn)
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