大型被服务航天器质量特性参数在轨辨识
摘 要： 大型模块化航天器可通过在轨模块更换技术替换故障及过时模块，延长航天器寿命。模块更换后，航天器质量特性发生变化，而高精度轨道和姿态控制要求准确的航天器质量特性参数作为已知输入。针对此问题，提出了基于参数解耦和分散协同控制技术的在轨辨识方法。所提方法能够快速辨识出具备多套姿态控制模块的大型复合航天器的质量特性参数，辨识精度高，满足实时在轨辨识要求。
关键词： 模块化航天器； 在轨模块更换； 质量特性辨识； 分散协同控制
中图分类号： TN710?34； V411.8 文献标识码： A 文章编号： 1004?373X（2013）21?0103?05
0 引 言
随着对空间研究、开发与应用能力的不断提高，航天器的结构及组成日趋复杂，这对航天器在轨运行的可靠性提出了新的要求。采用传统的“整体式设计”模式的航天器，一旦某个功能部件发生故障，将导致整个航天器的报废，造成巨大损失[1]。可更换模块航天器将整个航天器系统分解为功能、结构相互独立的多个模块，通过各功能模块的组装实现整个航天器系统的功能。可更换模块航天器可以作为被服务航天器通过在轨模块更换技术，对其上的故障及过时模块进行在轨更换，从而延长自身寿命，提高自身可靠性。但是模块更换后，被服务航天器构型发生变化，导致系统质量特性发生变化。若想实现控制系统对被服务航天器的高精度姿态、轨道控制，必须解决更换模块后被服务航天器的质量特性参数在轨辨识问题。
传统航天器一般只具备单套执行机构和传感器系统，因此大型航天器要求其姿态控制系统具备较大的控制能力。在轨更换大型航天器的姿态控制模块时，受存储姿控模块执行机构容量小、空间存储不及时等因素影响，单套姿控模块不能满足控制需求。而通过在轨集成多个姿态控制模块能够很好解决上述问题。且每个姿控模块单独运作、协同控制，整体组成一套更大容量的执行机构系统。本文采用参数解耦的质量特性辨识方法和分散协同控制技术，解决具备多个姿态控制模块的航天器（Spacecraft with Multiple Attitude Control Modules，SMACM）的质量特性参数在轨辨识问题，为实现大型被服务航天器的高精度姿态、轨道控制奠定基础。
1 SMACM动力学模型
假设SMACM具有两个姿控模块，取其中一个作为主控模块，用于分配控制律。每个姿控模块装配3个正交飞轮，SMACM装配12个推力器作为执行机构。每个姿态控制模块除安装常规的测量设备（如星敏感器等）外，还装配了三轴速率陀螺和加速度计，用于测量航天器角速度和线加速度。
SMACM的坐标系定义方法如图1所示[2]：
（1） 本体坐标系[ObXbYbZb：]原点位于主控姿态控制模块与星体对接面的几何中心位置。对地模式下，[ObXb]指向飞行方向，[ObZb]指向地心，[ObYb]由右手定则确定。
（2） 质心坐标系[OmXmYmZm]：各轴指向与本体坐标系相同，原点位于系统质心位置；
（3） 推力器[i（i=1，2，…，12）]坐标系[OTiXTiYTiZTi]：原点位于第[i]个推力器的作用点，[OTiXTi]轴为推力器推力矢量方向；
（4） 测量坐标系[OcXcYcZc]：各轴矢量方向与本体坐标系各轴矢量方向相同，用[rc]表示加速度计测量参考坐标系原点在[ObXbYbZb]坐标系中的位置。
推力器坐标系和测量坐标系的原点、指向在模块更换前后不会发生变化，可由地面人员确定。但是，质心位置与质量分布有关，随着航天器构型的变化，质心坐标系也会发生相应变化。
式中：[h]为反作用飞轮角动量，且[h=JΩ，][J]为飞轮系统的转动惯量；[Ω]为飞轮相对于星体的角速度。
2 参数解耦的最小二乘辨识方法
2.1 基于动量守恒的转动惯量辨识方法
由于航天器采用整星零动量方式，因此在使用飞轮进行姿态控制的过程中，系统角动量守恒，且近似为[3]0，则有：
可以看出，式（5）变形为标准的最小二乘形式。在姿态机动过程中，获取机动过程的星体姿态角速度[ω]和飞轮角速度[Ω]后，通过最小二乘算法即可辨识出系统的转动惯量[4]。
2.2 质量、质心位置辨识方法
航天器质量、质心位置参数的辨识过程，采用小推力器对航天器进行控制，在此过程中，飞轮不参与控制。主控模块[rc]的加速度计可测出该点的角速度[vc，]则测量坐标系原点与卫星质心的线加速度关系为：
通过测量角速度[ω]和控制器的输出可以确定系数矩阵[C，][d]可直接通过加速度计测出。可以看出，小推力器控制的姿态机动过程中，通过采样数据，利用最小二乘辨识算法即可求解[y，]进而求出航天器的质量[m]和质心位置[rm。]
2.3 递推最小二乘算法
3 分散协同控制方案
分散协同控制方案的基本思想：将整个复合航天器看作是一个集中参数的刚体，采用单刚体航天器的动力学建模方法建立其姿态动力学模型而执行机构则采用分散模型。采用一般的集中控制方法设计复合航天器的控制器，将得到控制指令按照一定的优化准则分配到各子系统的执行机构中去，从而使各分散子系统协同工作完成对复合航天器的控制任务。图2所示为基于分散协同控制方案的SMACM质量特性在轨辨识基本原理。姿控模块在SMACM上的安装位置不同，它们的执行机构在空间的安装方位也不同，那么这些执行机构对SMACM的控制作用是否等效，它们协同工作时，作用效果能否相互叠加，这是分散协同控制方案必须解决的两个问题[7]。
在轨辨识原理示意图
定理：各姿态控制模块的反作用飞轮系统对SMACM的作用力矩与其在SMACM上安装的具体位置无关。