基于粒子群算法的充液撓性航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)路徑規(guī)劃方法

基于粒子群算法的充液撓性航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)路徑規(guī)劃方法

0態(tài)控制的要求越來越高隨著空間技術(shù)的發(fā)展和航空航天需求的增加，現(xiàn)代航空航天的飛行任務(wù)呈現(xiàn)出多樣性的趨勢(shì)。有必要不僅擁有長的軌道操作時(shí)間，而且能夠完成復(fù)雜的任務(wù)。現(xiàn)代航天任務(wù)對(duì)航天器姿態(tài)控制的要求越來越高。例如對(duì)地觀測(cè)衛(wèi)星，為達(dá)到在軌高分辨率跟蹤監(jiān)測(cè)的目的，既要求其姿態(tài)具有大角度快速機(jī)動(dòng)、快速穩(wěn)定的能力，又要求具有甚高穩(wěn)態(tài)指向精度與穩(wěn)定度本文針對(duì)充液撓性航天器姿態(tài)快速機(jī)動(dòng)、快速穩(wěn)定的控制要求，設(shè)計(jì)了一種基于正弦型加加速度的七段式姿態(tài)機(jī)動(dòng)路徑規(guī)劃方案，結(jié)合云多目標(biāo)粒子群優(yōu)化算法，聯(lián)合優(yōu)化充液撓性航天器的控制器參數(shù)和機(jī)動(dòng)路徑參數(shù)，以減小液體晃動(dòng)和撓性附件振動(dòng)對(duì)航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制的影響，提高充液撓性航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)的快速性和機(jī)動(dòng)完成后的穩(wěn)定度。1充液疲勞模型的動(dòng)態(tài)模型和姿態(tài)控制系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)1.1．航天器的動(dòng)力學(xué)方程在混合坐標(biāo)系下，一類帶有撓性太陽能帆板及液體燃料的三軸航天器的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程、撓性附件振動(dòng)方程和液體燃料晃動(dòng)方程可分別描述為式中：I∈R1.2姿態(tài)機(jī)動(dòng)路徑規(guī)劃由于充液撓性航天器具有剛?cè)嵋簞?dòng)力學(xué)耦合的特點(diǎn)，在進(jìn)行大角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)過程中，常常會(huì)導(dǎo)致液體的劇烈晃動(dòng)和撓性帆板的強(qiáng)烈振動(dòng)，降低了姿態(tài)機(jī)動(dòng)的快速性和穩(wěn)定性。為保證航天器姿態(tài)快速機(jī)動(dòng)的同時(shí)減少姿態(tài)機(jī)動(dòng)對(duì)撓性附件振動(dòng)和液體晃動(dòng)的激發(fā)，需對(duì)姿態(tài)機(jī)動(dòng)路徑進(jìn)行規(guī)劃。當(dāng)前應(yīng)用較為廣泛的是BCB型路徑，采用該路徑一定程度上可以改善姿態(tài)機(jī)動(dòng)的性能，但由于殘余振動(dòng)較大，機(jī)動(dòng)完成后的指向精度和穩(wěn)定度難以提高。為提高充液撓性航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制的性能，本文采用基于正弦型加加速度的七段式路徑，對(duì)航天器三軸姿態(tài)機(jī)動(dòng)路徑進(jìn)行規(guī)劃。這里以滾動(dòng)軸為例，說明其具體思路。航天器的角加加速度曲線由正弦函數(shù)組成，對(duì)其進(jìn)行三次積分，即得角位置曲線要求充液撓性航天器的滾動(dòng)軸從0機(jī)動(dòng)到φ當(dāng)航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)角度和最大角速度確定后，通過調(diào)節(jié)角加速度和正弦函數(shù)的周期，按照1.3姿態(tài)控制方案設(shè)計(jì)為了減小航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)對(duì)液體晃動(dòng)和撓性附件振動(dòng)的激發(fā)，實(shí)現(xiàn)快速機(jī)動(dòng)、快速穩(wěn)定的控制目標(biāo)，采用反饋控制器與機(jī)動(dòng)路徑規(guī)劃相結(jié)合的姿態(tài)控制方案，系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖2所示。圖2中，α式中：K式中：u2充液撓性航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)的多目標(biāo)聯(lián)合優(yōu)化從航天器動(dòng)力學(xué)模型式（1)～(3）可以看出：由于剛-柔-液耦合特性，航天器大角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)不僅會(huì)激發(fā)撓性附件的振動(dòng)，而且還會(huì)激發(fā)液體燃料的晃動(dòng)。同時(shí)，撓性附件振動(dòng)和液體燃料晃動(dòng)都會(huì)影響航天器的姿態(tài)控制性能。航天器大角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)時(shí)，三軸姿態(tài)均需滿足快速機(jī)動(dòng)、快速穩(wěn)定的控制目標(biāo)，但是各項(xiàng)指標(biāo)之間常常存在矛盾，這是一個(gè)復(fù)雜的多目標(biāo)優(yōu)化問題，需要進(jìn)行綜合優(yōu)化，使各項(xiàng)指標(biāo)盡可能好，而不僅僅是某個(gè)指標(biāo)達(dá)到最優(yōu)。此外，由于航天器三軸姿態(tài)運(yùn)動(dòng)的耦合作用，三軸姿態(tài)機(jī)動(dòng)的路徑參數(shù)及控制器參數(shù)均會(huì)影響姿態(tài)機(jī)動(dòng)的控制性能，如果僅對(duì)機(jī)動(dòng)路徑參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化，控制器的參數(shù)仍然難以選擇和優(yōu)化。針對(duì)此問題，本文提出對(duì)充液撓性航天器的姿態(tài)控制器參數(shù)和機(jī)動(dòng)路徑參數(shù)進(jìn)行多目標(biāo)聯(lián)合優(yōu)化，以進(jìn)一步提高姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制的性能。云多目標(biāo)粒子群優(yōu)化（CloudMulti-ObjectiveParticleSwarmOptimization,CMOPSO）算法是一種改進(jìn)的粒子群優(yōu)化算法，它利用外部粒子群引導(dǎo)群體外粒子的飛行，保存非劣解，利用自適應(yīng)網(wǎng)格法來維護(hù)外部粒子群，從而平衡算法的全局搜索能力和局部搜索能力充液撓性航天器滾動(dòng)、俯仰和偏航三軸需優(yōu)化的姿態(tài)機(jī)動(dòng)路徑參數(shù)分別為三軸機(jī)動(dòng)路徑的角加速度的最大值a其中，ζ需滿足以下約束條件：1)K2)K3)a4）設(shè)t5）規(guī)劃的三軸姿態(tài)角在t在以上限制條件下，聯(lián)合優(yōu)化控制器參數(shù)和路徑參數(shù)，得到式（5）的多目標(biāo)Pareto解集。CMOP-SO聯(lián)合優(yōu)化算法流程如圖3所示。3模擬試驗(yàn)和結(jié)果分析3.1本文算法的框架仿真用充液撓性航天器的數(shù)學(xué)模型及參數(shù)取自文獻(xiàn)性能指標(biāo)：當(dāng)充液撓性航天器滾動(dòng)軸機(jī)動(dòng)60°時(shí)，考慮三軸運(yùn)動(dòng)耦合，為了平穩(wěn)進(jìn)行姿態(tài)機(jī)動(dòng)，對(duì)俯仰軸和偏航軸亦按照所設(shè)計(jì)的七段路徑進(jìn)行規(guī)劃，要求三軸姿態(tài)機(jī)動(dòng)時(shí)間控制在t本文算法只需運(yùn)行一次，即可得到多組充液撓性航天器姿控參數(shù)聯(lián)合優(yōu)化Pareto解（即優(yōu)化的路徑參數(shù)和控制器參數(shù)），其中兩組Pareto解見表1。將這兩組Pareto解應(yīng)用到充液撓性航天器的機(jī)動(dòng)路徑和控制器中，對(duì)應(yīng)的姿態(tài)機(jī)動(dòng)性能指標(biāo)見表2。選取Pareto解2用于充液撓性航天器的系統(tǒng)模型中，參數(shù)聯(lián)合優(yōu)化仿真結(jié)果如圖4所示。由表2可以看出：充液撓性航天器的控制器參數(shù)和機(jī)動(dòng)路徑參數(shù)經(jīng)過CMOPSO聯(lián)合優(yōu)化后，得到的這兩組Pareto解都可以使得航天器在49.25s內(nèi)完成滾動(dòng)軸機(jī)動(dòng)60°的機(jī)動(dòng)任務(wù)。結(jié)合表2和圖4可以看出：達(dá)到穩(wěn)定狀態(tài)后，航天器三軸角位置均達(dá)到期望的指向精度和穩(wěn)定度，并且三軸姿態(tài)穩(wěn)定度均可達(dá)到103.2姿態(tài)機(jī)動(dòng)路徑規(guī)劃及仿真充液撓性航天器在完成大角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)的任務(wù)時(shí)，三軸姿態(tài)均需滿足快速機(jī)動(dòng)、快速穩(wěn)定的控制目標(biāo)，并且由于航天器三軸姿態(tài)運(yùn)動(dòng)的耦合作用，三軸姿態(tài)機(jī)動(dòng)的路徑參數(shù)及控制器參數(shù)對(duì)姿態(tài)機(jī)動(dòng)的控制性能的影響均不容小覷。若只考慮控制器參數(shù)對(duì)航天器控制性能的影響，不采用本文給出的姿態(tài)機(jī)動(dòng)路徑規(guī)劃方法，而直接令滾動(dòng)軸從初始姿態(tài)-30°階躍至30°，俯仰軸和偏航軸均從初始姿態(tài)角度0.5°階躍至0°，控制器參數(shù)采用3.1節(jié)中優(yōu)化后的Pareto解2中的控制器參數(shù)，獲得的航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制的性能指標(biāo)如下：三軸調(diào)節(jié)時(shí)間為416.05、419.90、391.50s，三軸穩(wěn)定度為1.4506、1.5197、1.3808（°）/s。姿態(tài)階躍響應(yīng)仿真結(jié)果如圖5所示。結(jié)合圖4與圖5可看出：采用了聯(lián)合優(yōu)化算法獲得的姿控參數(shù)后，航天器的三軸調(diào)節(jié)時(shí)間縮短了大約360s，三軸穩(wěn)定度提高了約104充液撓性航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)路徑參數(shù)優(yōu)化仿真結(jié)果本文針對(duì)一類帶液體燃料和撓性附件的航天器快速機(jī)動(dòng)、快速穩(wěn)定的控制要求，研究了一種姿態(tài)機(jī)動(dòng)路徑優(yōu)化方法，將微分先行的PD姿態(tài)控制器與基于正弦型加加速度的七段路徑規(guī)劃相結(jié)合，并采用CMOPSO算法聯(lián)合優(yōu)化充液撓性航天器姿態(tài)控制器參數(shù)及機(jī)動(dòng)路徑參數(shù)。仿真結(jié)果表明：采用本文所提聯(lián)合優(yōu)化算法的姿控參數(shù)能夠顯著減小液體晃動(dòng)和帆板振動(dòng)對(duì)航天器的影響