CN116661335A - 带跟瞄装置的航天器姿态控制物理仿真系统及其评估方法 - Google Patents
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Abstract
带跟瞄装置的航天器姿态控制物理仿真系统及其评估方法，属于航天器仿真技术领域，解决缺乏针对带有跟瞄装置的有效的航天器姿态控制物理仿真系统问题。本发明的系统包括：采用悬吊法进行跟瞄装置的重力卸载并设计有帆板振动模拟装置、扰动模拟装置，针对该卫星地面全物理仿真系统，给出主客观结合效能评估方法；建模时综合考虑卫星平动转动、太阳帆板振动与转动及跟瞄装置转动等因素；在控制律设计中引入RBF神经网络进行实时估计并结合反步法以及滑模思想进行控制律设计；结合PPF正位置反馈抑制器与粒子群最优化算法进行反馈参数选取设计一款最优正位置反馈抑制器。本发明适用于带有跟瞄装置的航天器姿态控制的物理仿真。
Description
技术领域
本申请涉及航天器仿真技术领域，尤其涉及带跟瞄装置的航天器姿态控制物理仿真系统及其评估方法。
背景技术
随着航天技术的发展与进步，航天任务要求一方面使得航天器构造越来越复杂，另一方面对航天器的技术要求如姿态控制准确度及稳定度有了很高的要求。执行空间目标跟瞄技术的卫星大多携带有挠性太阳帆板与二维跟瞄装置。
现有技术如公告号为CN113359790A，公开日为2021年09月07日的中国专利公开的一种基于CMG卫星姿态控制算法的全物理仿真验证系统，该系统并未考虑某些过重载荷的重力卸载问题，以及缺乏一套完备的效能评估系统确定仿真系统与实际在轨系统的的相似程度。
2013年甘克力等人在电机与控制学报中公开了带双轴太阳帆板驱动器的卫星建模与姿态控制，首先针对具有双轴太阳帆板驱动器的卫星，建立了卫星动力学模型，该模型省略掉了陀螺力矩等叉乘干扰项，且并未考虑太阳帆板转动问题的建模以及跟瞄装置带来的反作用力矩问题。其次该论文中所用的控制律设计过于依赖模型且未考虑干扰项。
发明内容
本发明目的是为了解决现有技术中缺乏针对带有跟瞄装置的有效的航天器姿态控制物理仿真系统的问题，提供了带有跟瞄装置的卫星地面仿真系统及其评估方法、设备、存储介质和产品。
本发明是通过以下技术方案实现的，本发明一方面，提供一种带有跟瞄装置的航天器姿态控制物理仿真系统，所述系统包括：三轴气浮台、台上仿真测试设备和台下设备；
所述三轴气浮台包括气浮分系统、基座平台分系统、仪表平台分系统和台上支持分系统；
所述气浮分系统，用于构造微阻尼环境并支撑气浮球和仪表平台及台上设备；
所述基座平台分系统，包括：同步千斤顶子系统，用于未执行任务时负责代替气浮轴承支撑仪表平台；台上设备及设备基座平台子系统，用于提供安装基座和支撑条件；
所述仪表平台分系统，包括：用于为台上设备供电的电源；用于模拟卫星质量特性的质量特性测调系统，通过增减质量块和调节丝杠进行的质心和转动惯量调整以模拟卫星实际情况；用于进行角度角速度的测量的角度角速度测量系统，采用陀螺、激光跟踪仪和光电自准直仪进行角度和角速度的测量；用于模拟卫星质量特性并为电源、质量特性测调系统、角度角速度测量系统、台上支持分系统设备以及台上仿真测试设备提供安装位的仪表平台；
所述台上支持分系统包括台上遥测姿控管理子系统和冷气喷气装置，台上遥测姿控管理子系统包括台上工控机及其软件系统和无线路由器，用于信息解算和交互；冷气喷气装置用于卫星目标姿态转动为大角度时的卫星姿态控制、辅助质量特性测调系统调平衡、动量轮角动量卸载和姿态异常时对台体进行保护；
所述台上仿真测试设备安装在仪表平台上，根据实际卫星安装设备以及安装位置进行设置，用于模拟有效载荷或进行姿态的测量；所述台上仿真测试设备包括：太阳地球敏感器、激光跟踪仪配套使用的台上靶标、光电自准直仪配套使用的高精度立方体棱镜、反作用飞轮、陀螺、跟瞄装置、图像处理系统、帆板振动模拟装置、压电元件和扰动模拟装置；所述跟瞄装置包括二维移动平台以及置于其上的相机，图像处理系统用于解算相机拍摄的图片信息并提取出目标当前位置状态信息；所述帆板振动模拟装置采用铝板模拟太阳帆板载荷，在其上安装压电元件用于对挠性帆板的振动进行抑制；所述扰动模拟装置采用反作用飞轮模拟不同频率和幅值的扰动，实现扰动力矩的模拟；
所述台下设备放置于气浮台周围的地面上，包括地面综合管理子系统、装调检测装置、目标卫星模拟子系统、供气系统、重力卸载子系统、地面动力学计算机以及其他辅助测试设备；
所述地面综合管理子系统包括台下工控机及其软件系统，负责全系统状态监控，完成台下数据的采集处理与显示，并通过无线电获取台上测控数据并对其进行信息采集、处理和转换；完成试验结果的分析与显示并向台上发送指令；
所述装调检测装置用于对仪表平台分系统进行质心与转动惯量的调整，保证质心与回转中心重合，并负责仪表平台的转运、停放与安装；
所述目标卫星模拟子系统由五维机构和平行光管组成，其中平行光管用于发出光束模拟外太空远处目标物体，五维机构用于模拟目标卫星的姿态和轨道运动；
所述供气系统用于为气浮分系统提供稳定的高压气体用以形成气膜；
所述重力卸载子系统采用天车龙门方案，用于卸载台上跟瞄装置中相机的重力；采用主动式悬吊法，通过控制电机牵引吊索，使得吊索张力等于被吊物体重力；
所述地面动力学计算机用于进行复杂卫星精确动力学运动学仿真，使用的复杂卫星模型为带有两个挠性太阳帆板以及二维跟瞄装置的卫星动力学模型，并将所述卫星动力学模型的仿真数据作为效能评估的基准，对带有跟瞄装置的航天器姿态控制物理仿真系统进行评估；
所述其他辅助测试设备包括与台上设备中太阳地球敏感器、高精度立方体棱镜、靶标相配套的太阳地球模拟器、光电自准直仪、激光跟踪仪以及针对台下供气系统的气压温度监测。
进一步地，所述重力卸载子系统由二维直线运动单元和竖直恒张力悬挂单元组成；
所述二维直线运动单元依据角度传感器反馈的吊索偏转角对水平面内二维电机进行位置控制；
所述恒张力悬挂单元通过张力传感器反馈给控制器控制电动缸的放收，进行恒张力控制。
进一步地，所述卫星动力学模型具体包括：
（1）
（2）
（3）
（4）
（5）
（6）
其中，（1）式为质心平动方程，（2）式为绕质心转动方程，（3）、（4）式为太阳帆板转动控制方程，（5）、（6）式为太阳帆板振动方程；（1）、（2）式以卫星控制坐标系为基准，（3）、（4）式以太阳帆板根部坐标系为基准；
式中，为卫星总质量阵；为卫星平动位移阵，在本体控制坐标系度量；、分别为太阳帆板振动对卫星中心体平动的柔性耦合系数阵；、分别为太阳翼的模态坐标阵；为作用在卫星上的外力列阵，在本体控制坐标系度量；为帆板转动角速度列阵，在本体控制坐标系度量；为作用在卫星上的外力矩列阵，在本体控制坐标系度量；分别为作用在两个太阳帆板上的外力矩矩阵，在太阳帆板自身局部坐标系下度量；为二维跟瞄装置部件在自身质心坐标系下的转动惯量阵；分别为太阳帆板在自身局部坐标系下的转动惯量；、分别为跟瞄装置的方位子系统即转台主体和跟瞄装置的俯仰子系即相机的转动角速度列阵，在自身质心坐标系下度量；其中，为卫星整体相对于卫星控制坐标系的转动惯量阵，为j部件的总质量，为卫星主体和挠性太阳帆板在卫星本体坐标系下的相对卫星惯性主轴的转动惯量阵，为星体质心指向j部件质心的位置列矩阵；为卫星中心体的角速度列阵，在本体控制坐标系度量；、分别为太阳帆板振动对卫星中心体转动的柔性耦合系数阵；、分别为太阳帆板振动对自身转动的柔性耦合系数阵；、分别为太阳帆板转动与卫星转动的刚性耦合系数阵；、分别为太阳帆板的模态频率对角阵；、分别为太阳帆板的阻尼比；为方位子系统坐标系到卫星本体控制坐标系的转换矩阵，转台方位子系统绕自身方位轴正向转动角度为；
（7）
为俯仰子系统坐标系到卫星本体控制坐标系的转换矩阵，转台方位子系统绕其方位轴正向转动角度为，转台俯仰子系统绕其俯仰轴反向旋转角度为；
（8）
耦合系数计算公式：
太阳帆板振动对卫星中心体平动的柔性耦合系数阵计算公式为：
（9）
太阳帆板振动对卫星中心体转动的柔性耦合系数阵计算公式为：
（10）
太阳帆板振动对自身转动的柔性耦合系数阵计算公式为：
（11）
太阳帆板转动对卫星转动的刚性耦合系数阵计算公式为：
（12）
式中，，，其中表示第i个帆板上第j个质点代表的质量，；
其中，为太阳帆板局部坐标系到本体控制坐标系转换矩阵，表达式为
（13）
其中，为太阳帆板转角，绕太阳帆板局部坐标系俯仰轴逆时针旋转为正；
为卫星整器质心到太阳帆板与卫星本体连接点的矢量，表示在本体控制坐标系下；
为第i个太阳帆板的第个节点位置矢量，表示在太阳帆板局部坐标系下；、、、均为与太阳帆板自身相关的常值矩阵，表示在太阳帆板局部坐标系下；
（14）
（15）
其中，表示第i个太阳帆板根部点指向其上第k个质量微元的矢量的反对称矩阵；表示第i个太阳帆板上第k个质量微元的质量；表示第i个太阳帆板的模态振型。
进一步地，所述仪表平台的基于RBF神经网络的反步法滑模控制器的建立方法，具体包括：采用RBF神经网络对转动惯量以及非线性干扰项进行估计，并利用反步法，将反步法的虚拟控制量选取为滑模面形式，建立基于RBF神经网络的反步法滑模控制器；
所述滑模控制器设计结果如下：
（16）
（17）
（18）
（19）
其中，为该控制器输出的控制量，跟踪误差，虚拟控制量，为目标角度，为当前角度，为当前角速度，为神经网络输入，其中e表跟踪误差，为高斯基函数，和为估计网络输出，为误差估计值，为待试凑设计的正常系数。
进一步地，所述帆板振动模拟装置的针对太阳帆板振动的最优主动抑制器的建立方法，具体包括：采用PPF主动抑制器结合粒子群最优化算法选取最优主动抑制器反馈参数G，建立针对太阳帆板振动的最优主动抑制器；
所述反馈参数G的选取方法，具体包括：
步骤3.1、已知，根据劳斯判据稳定条件，确定G中五个参数的上界和下界记为和，选定粒子移动速度上下界记为和；
步骤3.2、使用前两阶的仿真过程中的n组模态振动坐标和，其中，组成优化代价函数：
（21）
步骤3.3、采用rands函数结合已知的上下界参数，随机选定个初始状态值以及相应的初始速度，并计算对应的优化代价函数进行比较，选定最小值为当前的全局最优解，当前各个点值为当前个体最优解；
（22）
（23）
其中，表示随机生成一个1行5列的矩阵并且矩阵中的每个数均为-1到1之间的随机数组，p和v分别表示当前初始个体下一步移动的位置和移动速度；
步骤3.4、选定每个初始值移动速度的上下界并对每个点进行随机速度移动，移动过程中添加趋近个体最优解和全局最优解的趋势，在移动过程中得到第二组数据，对每个点当前的优化代价函数进行计算并与之前数据比较，分别确定个体最优解和全局最优解；
（24）
（25）
其中，w为速度惯性权重，模拟鸟类觅食初始拟定的方向；为个体最优学习系数，模拟鸟类自己觅食的经验，趋向离个体曾经离食物最近的方向；为全局最优学习系数，模拟鸟类群体之间的通信，鸟类趋向离食物最近的同伴；rand表示一个0-1之间的随机数，用于增加速度选定的随机性；表示个体当前位置；表示个体当前最优位置；表示全局最优位置；表示下一步速度；表示下一步位置；表示当前速度；
步骤3.5、重复进行步骤3.4，最终得到个初始值的组数据，即共进行计算代价函数值次，得到全局最优解，即最优参数G。
第二方面，本发明提供一种针对如上文所述的带有跟瞄装置的航天器姿态控制物理仿真系统的评估方法，所述仿真系统的评估方法，具体包括：
S1、采用层次分析法思想将带有跟瞄装置的航天器姿态控制物理仿真系统分为若干个结构单元并将其作为相似元；
S2、将不可获得实际客观评价数据的结构单元，分别采用层次分析法进行可信度分析，其中，所述实际客观评价数据是指通过仿真实验获取的体现结构单元的特性的数据；
S3、将可以获得实际客观评价数据的结构单元，采用层次分析法和改进熵值法进行组合赋权的效能评估方法进行可信度分析；
S4、采用层次分析法进行结构单元的重要性排序并得到权值矩阵，结合S2和S3得到的各个结构单元的可信度结果，得到所述仿真系统的总体相似度。
进一步地，所述采用层次分析法和改进熵值法进行组合赋权的效能评估方法，具体包括：
将可以获得实际客观评价数据的结构单元采用层次分析法划分至具有实际数据指标意义的小相似单元，并根据工况计算各个小相似单元的相似值；
采用层次分析法获取各个小相似单元的权重，获得主观权重矩阵；
获取多组地面动力学计算机输出的小相似单元的客观评价数据，获取多组客观评价数据；采用改进熵值法针对所述多组客观评价数据进行差异性计算并获取各个小相似单元的客观权重矩阵；
采用组合赋权法的思想将所述主观权重矩阵和所述客观权重矩阵进行组合赋权得到最终的权重矩阵；
结合小相似单元的相似值以及权重矩阵，获得结构单元的相似程度，完成该结构单元的效能评估。
第三方面，本发明提供一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，当所述处理器运行所述存储器存储的计算机程序时执行如上文所述的评估方法的步骤。
第四方面，本发明提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质中存储有多条计算机指令，所述多条计算机指令用于使计算机执行如上文所述的评估方法。
第五方面，本发明提供一种计算机程序产品，所述计算机程序被处理器执行时实现如上文所述的评估方法。
本发明的有益效果：
本发明提出了带有跟瞄装置的复杂航天器姿态控制物理仿真系统与方法，首先针对复杂航天器设计了一套卫星地面全物理仿真系统，采用悬吊法进行跟瞄装置的重力卸载并设计有帆板振动模拟装置、扰动模拟装置，为了说明仿真系统的效能，针对发明的该卫星地面全物理仿真系统，给出了主客观结合的效能评估方法，可以评价该卫星地面全物理仿真系统的“天地一致性”效能评估。
因为卫星发射前，难以获取实际在轨运行数据，因此本发明创新性的提出一种精确建模方法，建模时综合考虑了卫星平动转动、太阳帆板振动与转动以及跟瞄装置转动等因素，可以在地面动力学计算机中获取高仿真度数据从而可以代替实际在轨卫星数据，提高了效能评估方法的实用价值并对卫星地面全物理仿真系统的仿真效果的提升具有重要意义。
这种系统级的仿真试验，特别关心载荷的稳定度和精度和卫星实际状态是否一致，在地面重力和风阻等复杂因素的作用下常规算法难以实现卫星在轨预期的精度和稳定度，为此本发明在控制律设计中引入RBF神经网络进行实时估计并结合反步法以及滑模思想进行控制律设计使得控制算法的精度和稳定度，具有更强的自适应能力，针对较为难确定的范围参数采用了自适应律进行估计，与常规该类控制器相比具有较大改进。
最后考虑到卫星全物理仿真系统以及实际在轨卫星上的挠性帆板的振动问题，结合PPF正位置反馈抑制器与粒子群最优化算法进行反馈参数选取设计了一款最优正位置反馈抑制器。帆板振动模拟装置用于模拟太阳帆板振动，其上可以安装压电元件作为太阳帆板模态振动的测量元件和执行机构，帆板振动模拟装置的控制器则为这个抑制器，用于抑制挠性振动。
本发明适用于带有跟瞄装置的航天器姿态控制的物理仿真。
附图说明
为了更清楚地说明本申请的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，对于本领域普通技术人员而言，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明的卫星地面全物理仿真系统组成示意图；
图2为本发明的地面全物理仿真系统主要部件安装位置示意图；
图3为本发明的帆板振动模拟装置安装示意图；
图4为本发明的效能评估系统示意图；
图5为本发明的卫星结构及坐标系示意图。
具体实施方式
下面详细描述本发明的实施方式，所述实施方式的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
本实施方式是带有跟瞄装置的航天器姿态控制物理仿真系统及其评估方法的具体实施例，本实施方式针对该类卫星给出卫星地面全物理仿真系统的方案设计以及仿真系统的效能评估方法，并给出效能评估中需要使用的精确的复杂航天器数学建模结果。针对实现卫星地面全物理仿真系统的高精度高稳定性控制给出了控制器设计结果。针对卫星地面全物理仿真系统以及实际在轨卫星的挠性附件振动，设计了最优正位置反馈抑制器，图5为卫星结构及坐标系示意图，如图5所示：
（1）一种卫星地面全物理仿真系统
该卫星地面全物理仿真系统主要针对带两个太阳帆板以及一个二维跟瞄装置的复杂卫星设计。
考虑到跟瞄装置质量较大为其增加了重力卸载装置保证仿真的准确性并为跟踪目标设计了五维运动平台。
同时考虑到卫星地面全物理仿真系统的效能评估方法需要实际在轨运行数据，但该数据在卫星发射前难以获取，因此该卫星地面全物理仿真系统增加了地面动力学计算机，用于运行精确的数学模型从而获取高仿真度数据代替实际在轨卫星数据。
系统主要由三部分组成：三轴气浮台、台上仿真测试设备、台下设备。其组成及安装位示意图如图1和图2所示：
三轴气浮台主要包括：
气浮分系统，用于构造微阻尼环境并支撑气浮球和仪表平台及台上设备；
基座平台分系统，包括同步千斤顶子系统用于未执行任务时负责代替气浮轴承支撑仪表平台及台上设备、设备基座平台子系统提供安装基座和支撑条件；
仪表平台分系统，包括仪表平台用于模拟卫星质量特性并为台上装置提供安装位、电源用于为台上设备供电、质量特性测调系统用于模拟卫星质量特性、角度角速度测量系统用于进行角度角速度的测量；
台上支持分系统，包括台上遥测姿控管理子系统和冷气喷气装置，台上遥测姿控管理子系统用于信息解算和交互，冷气喷气装置用于卫星目标姿态转动为大角度时的卫星姿态控制、辅助质量特性测调系统调平衡、动量轮角动量卸载、姿态异常时对台体进行保护。
台上仿真测试设备安装在仪表平台上，均与实际卫星安装设备以及安装位置相同或类似，应用于模拟有效载荷或进行姿态的测量，如激光跟踪仪台上靶标、高精度立方体棱镜（搭配光电自准直仪）、反作用飞轮、陀螺、跟瞄系统、帆板振动模拟装置、压电元件等。其中跟瞄系统为“相机+二维跟瞄转台”，相机用于捕获目标，通过图像处理系统分析目标位置坐标信息传递给姿控计算机，姿控计算机根据该信息驱动执行机构对跟瞄转台以及三轴气浮台的姿态进行调整。由于跟瞄装置的相机质心不在回转中心且质量较大，为其在台下搭配重力卸载子系统减小静不平衡力矩带来的仿真误差。帆板振动模拟装置采用铝板模拟太阳帆板载荷，并可以在其上安装压电元件用于对挠性帆板的振动进行抑制，如图3所示。扰动模拟装置采用飞轮模拟不同频率和幅值的扰动，实现扰动力矩的模拟。
台下设备放置于气浮台周围的地面上，包括地面综合管理子系统、装调检测装置、目标卫星模拟子系统、供气系统、重力卸载子系统以及地面动力学计算机等。
地面综合管理子系统主要负责全系统状态监控，完成台下数据的采集处理与显示，并通过无线电获取台上测控数据并对其进行信息采集、处理、转换。完成试验结果的分析与显示并向台上发送指令；
装调检测装置主要负责对台上系统进行质心与转动惯量的调整，保证质心与回转中心重合，减小重力带来的静不平衡力矩，并负责仪表平台的转运、停放与安装；
目标卫星模拟子系统由五维机构和平行光管组成，其中平行光管负责发出光束模拟外太空远处目标物体，五维机构负责模拟目标卫星的姿态和轨道运动，可以根据试验需要调整目标的姿态以及所处的位置；
供气系统负责为气浮分系统提供稳定的高压气体用以形成气膜，支撑气浮球与仪表平台及台上设备正常运行；
重力卸载子系统采用天车龙门方案，负责卸载台上跟瞄系统中相机的重力，消除重力产生的静不平衡力矩对仿真实验结果带来的影响。采用主动式悬吊法，通过控制电机牵引绳索，使得吊索张力等于被吊物体重力，系统由二维直线运动单元和竖直恒张力悬挂单元组成。二维直线运动单元主要依据角度传感器反馈的吊索偏转角对水平面内二维电机进行位置控制，从而对吊点进行位置跟踪，保持吊索一直处于竖直方向，避免引入水平分力影响卫星地面全物理仿真系统控制精度。恒张力悬挂单元主要通过张力传感器反馈给控制器控制电动缸的放收，从而保证吊索一直处于拉紧状态，保证吊索的张力始终等于被吊物体也就是相机的重力，实现恒张力控制。
地面动力学计算机用于进行复杂卫星精确动力学运动学仿真，并将获取的数据作为效能评估的基准，来判定卫星地面全物理仿真系统与该数据的相似程度作为卫星地面全物理仿真系统的“天地一致性”评估结果，即地面动力学计算机就是卫星地面全物理仿真系统的“天”。
（2）一种卫星地面全物理仿真系统的效能评估方法
效能评估方法用于验证地面全物理仿真系统与卫星在轨实际情况的相似程度即“天地一致性”。针对本实施方式中的卫星地面全物理仿真系统，“天”就是地面动力学计算机。
具体示意图如图4所示。其中复杂航天器的动力学模型为带有两个挠性太阳帆板以及二维跟瞄装置的卫星动力学模型，控制器采用精度较高且鲁棒性较好的针对复杂卫星的基于RBF神经网络的反步法滑模控制器。
本实施方式提出的效能评估方法考虑卫星地面仿真系统与实际在轨卫星的共有元素，具体实施步骤如下：
1、采用层次分析法将系统分为不同结构单元并将其作为相似元。
2、将不可获得实际客观评价数据的结构单元如执行机构单元采用层次分析法进行可信度分析。
3、将可以获得实际客观评价数据的结构单元如姿态姿态动力学单元采用本实施方式提出的采用层次分析法和改进熵值法进行组合赋权的主客观结合的效能评估方法进行可信度分析。
4、采用层次分析法进行结构单元的重要性排序并得到权值矩阵，结合前两步计算得到的各个结构单元的可信度结果最终得到系统的总体相似度即“天地一致性”评价结果。
接下来介绍一下本实施方式提出的采用层次分析法和改进熵值法进行组合赋权的主客观结合的效能评估方法：
1、将可以获得实际客观评价数据的结构单元采用层次分析法划分至具有实际数据指标意义的小相似单元，并选取典型工况计算各个小相似单元的相似值，接下来进行各个小相似单元的权值矩阵计算。
2、针对小相似单元首先采用层次分析法进行各个小相似单元的权重计算获得主观权重矩阵。
3、针对小相似单元获取多组地面动力学计算机输出的客观评价数据，保证数据包含系统可能的各个工作情况，采用改进熵值法针对多组数据进行差异性计算并获取各个小相似单元的客观权重矩阵。
4、采用组合赋权法的思想将前两步获得主客观权重矩阵进行组合赋权得到最终的权重矩阵。
5、结合小相似单元的相似值以及权重矩阵，获得结构单元的相似程度，最终完成了该结构单元的效能评估。
以可以获得实际客观评价数据的姿态动力学单元为例，介绍本实施方式提出的效能评估方法的具体计算流程。姿态动力学单元下分为三个相似单元分别为X轴、Y轴、Z轴。每轴下分为四个小相似单元：稳态时间、上升时间、峰值时间、超调量，分别采用层次分析法结合主观思想以及改进熵值法结合客观实验数据进行权值判定，以X轴姿态响应数据为例，具体步骤如下：
（1）计算X方向的上升时间、峰值时间、稳定时间以及超调量所对应的相似值如下：
表1 各相似元数据记录表
其中：
（2）层次分析法权重的计算
首先根据姿态控制相关经验，将四个指标进行重要性程度排序：超调量>上升时间>稳态时间>峰值时间。选择指数标度值如表4，可得判断矩阵P如下：
上述矩阵P特征值的最大值约为4，一致性指标CI为0。经查表5可得RI=0.89，因此根据公式CR=CI/RI可得CR=0<0.1，满足一致性要求。
将P矩阵按行取几何平均值得到：
将上式的列向量进行归一化处理得到权值矩阵如下：
（3）改进熵值法权重的计算
改进熵值法的n组评价对象的评价指标参数均由数学仿真获取，将目标姿态设置为1，保持微分系数不变，均匀改变，仿真读取超调量由极小值（1e-5）一直到系统发散，得到58组数据，将进行差异性系数计算，由大到小排列如下：
表2 差异性系数由大到小排序
得到指数标度映射值如下：
表3 指数标度映射值
接下来进行差异性系数两两作比并判断对应重要性比值的大小：
得到判断矩阵如下：
将按行计算几何平均值并进行归一化处理，可得各指标相似元权值矩阵为：
（4）接下来采用组合赋权思想结合主客观赋权结果实现一个单轴主客观结合的效能评估，以（2）、（3）中的X轴权值矩阵计算结果为前提条件进行二者组合权重的计算：
（5）进行X轴相似值计算。
依次得到三个相似单元X轴、Y轴、Z轴的相似值后采用层次分析法即可得到姿态动力学单元的相似度。
该方法在能获取实际客观评价数据的结构单元如姿态动力学单元部分采用实验数据与主观思想相结合，首次将改进熵值法结合实际仿真数据指标应用于地面仿真系统评价中，不失为一种更为公正的主客观结合的效能评估方法。
接下来介绍一下应用到的层次分析法、改进熵值法和组合赋权法。
①层次分析法具体步骤如下：
a.建立层次结构模型：为相似元分组并归为从底到高不同阶次，其中最高层为此次相似性判定的整体系统，中间层包括各个分系统与相应的结构单元，底层为各个结构单元下的各项可以判定相似程度的指标。
b.依据专家主观评判的平均结果确定两两同层指标的相对重要程度，然后采用如表4的指数标度进行构造判断矩阵P。
表4 指数标度映射值
c.对判定矩阵P进行一致性检验，首先计算矩阵P的一致性指标CI，定义：
（26）
其中，为矩阵P的最大特征根，n为当前层相似元的个数（即P的阶数）。当CI=0则表示P具有完全一致性。令CR=CI/RI，其中RI为P对应的平均随机一致性指标，CR为P对应的随机一致性比率。RI的取值可根据下面的表格得到：
表5常见阶次矩阵的RI取值
当n=1或0，此时P具有完全一致性，当n>2，若有CR<0.1即可以认为P满足一致性要求，否则需对其重新构造直到满足CR<0.1。
d.采用归一化方法结合矩阵P进行层次单排序：首先将判断矩阵P按行取几何平均值得到列向量，将归一化处理得到即为当前层n个相似元所对应的权值系数值矩阵。
e.相似值获取：
最底层相似元：
（27）
非底层相似元：相似度为下一层相似元相似值的加权后求和，这个权就是第四步求出来的相似元对应的权值系数。
②组合赋权法具体介绍如下：
假设是两种授权方法组合后的第k个指标的权重，将表示为主观权重和客观权重的线性组合，其中共m个指标即。利用组合权重与主客观权重的差值的平方最小和可得以下式子：
（28）
③改进熵值法具体介绍如下:
在进行熵值计算时，我们选取在轨卫星系统工作常见的工作模式，保证在轨在地可设置参数完全一致进行仿真实验，得到多组小相似单元数据，接下来进行小相似单元的熵值计算并结合层次分析法的标度思想进行重要性权值的计算。
a. 数据标准化
假设有n个要评价的对象，m个评价指标构成的正向化矩阵如下：
（29）
其中为第i个评估对象的第j个指标值。设标准化矩阵为X，X中元素记为:
（30）
b. 通过熵值法计算各指标的差异性系数
首先计算每一评价指标在各个评估对象下的比重：
（31）
其次计算第j项指标的熵值:
（32）
其中第j项指标的差异性系数为
（33）
c. 求差异性系数比值的最大值
（34）
d. 求指数标度的映射比率
（35）
其中当D9，取最接近D的整数，否则取9。
e. 计算指数标度的映射值
表6指数标度映射值
f.构造改进熵值法的判断矩阵
计算指标的两两差异性系数比，/，其中表示差异性系数的最大值，表示差异性系数的最小值。取r与改进熵值法中指数标度值的映射值最接近的按个标度为这两个指标的相对重要性比较结果。由于指标相对重要性比较结果由差异性系数获取，因此他们的排序是固定的，因此不需要进行一致性检验。由此可以获得判断矩阵P。
g.与层次分析法第五步e相同。
本实施方式提出的卫星地面全物理仿真系统中的仪表平台上可以添加帆板干扰模拟装置用于模拟帆板振动，可以增加温度场以及磁场模拟装置实现具有刚-柔-热-磁耦合功能的卫星地面仿真系统。也可结合相应的热力学动力学分析软件，实现柔—热-磁耦合的加入，如I-DEAS、ANSYS、ADAMS和MATLAB等。
在本实施方式数学建模的基础上可以加入磁干扰力矩的计算和温度场的计算公式，二者均与卫星轨道位置存在耦合，从而完成刚-柔-热-磁耦合的动力学建模。如磁干扰力矩可以结合最新的国际地磁参考IGRF-13以及航天器在轨磁矩进行计算：，式中，Tdm为磁干扰力矩（Nm），M为卫星磁矩(Am2)，B为卫星处的磁感应强度(Wb/m2或T)；帆板受热产生的弯矩可以通过公式进行计算，如：，假定帆板可视为欧拉伯努利梁，热流分布均匀不存在梯度现象，计帆板正反两面温度差为，为帆板的泊松比，为上下表面距离，是帆板热膨胀系数，EI是抗弯刚度。通过弯矩计算帆板热应变能并加入到拉格朗日方程中从而实现热耦合的引入。
（3）一种带有两个挠性太阳帆板以及二维跟瞄装置的卫星动力学模型
本实施方式中提出的模型为典型的带有两个太阳帆板和一个二维跟瞄装置的卫星动力学模型，首先基于拉格朗日方程并采用混合坐标法得到挠性卫星的基本框架，接下来结合混合坐标法计算二维跟瞄装置的转动带来的角动量以及反作用力矩的表达式并加入到模型中。以上提到的建模方法不局限于该典型卫星的动力学建模，也具有普适性和推广性，可以应用于其他情况如带有其他可转动载荷或大型挠性装置如遮光罩等的卫星。
（1）
（2）
（3）
（4）
（5）
（6）
其中，（1）式为质心平动方程，（2）式为绕质心转动方程，（3）、（4）式为太阳帆板转动控制方程，（5）、（6）式为太阳帆板振动方程。（1）、（2）式以卫星控制坐标系为基准，（3）、（4）式以太阳帆板根部坐标系为基准。式中：
：卫星总质量阵；
：卫星平动位移阵，在本体控制坐标系度量；
、：分别为太阳帆板振动对卫星中心体平动的柔性耦合系数阵；
、：分别为太阳翼的模态坐标阵；
：作用在卫星上的外力列阵，在本体控制坐标系度量；
：帆板转动角速度列阵，在本体控制坐标系度量；
：作用在卫星上的外力矩列阵，在本体控制坐标系度量；
：二维跟瞄装置部件在自身质心坐标系下的转动惯量阵；
：分别为太阳帆板在自身局部坐标系下的转动惯量；
、：分别为跟瞄装置的方位子系统即转台主体和跟瞄装置的俯仰子系即相机的转动角速度列阵，在自身质心坐标系下度量；
：为卫星整体相对于卫星控制坐标系的转动惯量阵，为j部件的总质量，为卫星主体和挠性太阳帆板在卫星本体坐标系下的相对卫星惯性主轴的转动惯量阵，为星体质心指向j部件质心的位置列矩阵；
：卫星中心体的角速度列阵，在本体控制坐标系度量；
、：分别为太阳帆板振动对卫星中心体转动的柔性耦合系数阵；
、：分别为太阳帆板振动对自身转动的柔性耦合系数阵；
、：分别为太阳帆板转动与卫星转动的刚性耦合系数阵；
、：分别为太阳帆板的模态频率对角阵；
、：分别为太阳帆板的阻尼比；
：方位子系统坐标系到卫星本体控制坐标系的转换矩阵，转台方位子系统绕自身方位轴正向转动角度为；
（7）
：俯仰子系统坐标系到卫星本体控制坐标系的转换矩阵，转台方位子系统绕其方位轴正向转动角度为，转台俯仰子系统绕其俯仰轴反向旋转角度为；
（8）
耦合系数计算公式：
太阳帆板振动对卫星中心体平动的柔性耦合系数阵计算公式为：
（9）
太阳帆板振动对卫星中心体转动的柔性耦合系数阵计算公式为：
（10）
其中“”符号具体形式为，为的反对称矩阵。
太阳帆板振动对自身转动的柔性耦合系数阵计算公式为：
（11）
太阳帆板转动对卫星转动的刚性耦合系数阵计算公式为：
（12）
式中，，其中表示第i（）个帆板上第j个质点代表的质量。
耦合系数计算公式的符号说明：
:太阳帆板局部坐标系到本体控制坐标系转换矩阵，表达式为
（13）
其中，为太阳帆板转角，绕太阳帆板局部坐标系俯仰轴逆时针旋转为正。
：卫星整器质心到太阳帆板与卫星本体连接点的矢量，表示在本体控制坐标系下；
:第i个太阳帆板的第个节点位置矢量，表示在太阳帆板局部坐标系下；、、、均为与太阳帆板自身相关的常值矩阵，表示在太阳帆板局部坐标系下。
（14）
（15）
其中表示第i个太阳帆板根部点指向其上第k个质量微元的矢量的反对称矩阵；表示第i个太阳帆板上第k个质量微元的质量；表示第i个太阳帆板的模态振型。
至此，给出了一种带有两个挠性太阳帆板以及一个二维跟瞄装置的复杂卫星的动力学模型，模型中考虑了卫星本体的平动与转动、跟瞄装置转动带来的反作用力矩以及卫星整体转动惯量变化以及太阳帆板的振动与转动，且并未忽略非线性叉乘项，建模精确完善，为以后的控制器设计以及仿真实验打下了坚实基础。
（4）一种针对复杂系统的基于RBF神经网络的反步法滑模控制器
系统级的仿真试验，特别关心载荷的稳定度和精度和卫星实际状态是否一致，在地面重力和风阻等复杂因素的作用下常规算法难以实现卫星在轨预期的精度和稳定度，为了增强控制器的自适应性且提高控制精度和稳定度，我们采用RBF神经网络对转动惯量以及非线性干扰项进行估计，并采用反步法结合滑模控制及设计思想（将反步法的虚拟控制量选取为滑模面形式）进行设计从而加快控制器的收敛速度。控制器设计结果如下：
（16）
（17）
（18）
（19）
其中，为该控制器输出的控制量，跟踪误差，虚拟控制量，为目标角度，为神经网络输入，其中e表跟踪误差，为高斯基函数，和为估计网络输出，为误差估计值，为待试凑设计的正常系数，可以依据试凑，调参调出来。
该控制律为针对复杂卫星仿真系统的控制器设计，自适应性强，可以在完全未知系统模型参数、模型参数时变、干扰项存在且未知的条件下，实现高精度高稳定性的姿态控制。对目标轨迹的跟踪能力较强，且具有很强的抗干扰能力。该模型不需要测量任何干扰项范围，如公式（19）采用自适应律进行估计干扰项具有较强的自适应性。
该滑模控制器可以设置为卫星系统中的仪表平台的控制器，用于保证卫星地面仿真系统的仪表平台姿态运动的精确度和稳定度，尽可能接近卫星在轨预期状态，保证仪表平台上的载荷的稳定度和精度和卫星实际状态一致。
（5）一种针对太阳帆板振动的最优主动抑制器设计
该部分采用PPF主动抑制器结合粒子群最优化算法选取反馈参数G实现最优主动抑制器的设计。
挠性太阳帆板与抑制器的状态空间形式表示如下：
（20）
其中为太阳帆板的模态坐标，为最优主动抑制器的状态量。为最优主动抑制器的参数，表示模态频率矩阵。为太阳帆板的模态频率矩阵，为最优主动抑制器阻尼阵，，其中为最优主动抑制器第i个模态频率，表示仿真选取的太阳帆板阶次，为太阳帆板的阻尼系数，为最优主动抑制器阻尼系数，可以根据实际情况进行设计。
最优主动抑制器反馈系数G一般取为对角阵，，其中G采用粒子群最优化算法进行选取，具体思想如下。
粒子群优化算法主要模拟“鸟类觅食”的思想，所觅的食物就是我们期待的代价函数的最小值。已知，编程具体思路如下：
（a）首先根据劳斯判据稳定条件确定G中五个参数的上界和下界记为和，选定粒子移动速度上下界记为和。
（b）根据实际仿真发现挠性模态前两阶振动较大，因此我们使用前两阶的仿真过程中的n组模态振动坐标和，其中，组成优化代价函数：
（21）
（c）采用rands函数结合已知的上下界参数，随机选定个初始状态值以及相应的初始速度，并计算对应的优化代价函数进行比较，选定最小值为当前的全局最优解，当前各个点值为当前个体最优解。
（22）
（23）
其中表示随机生成一个1行5列的矩阵并且矩阵中的每个数均为-1到1之间的随机数组，p和v分别表示当前初始个体下一步移动的位置和移动速度。
（d）选定每个初始值移动速度的上下界并对每个点进行随机速度移动，移动过程中添加趋近个体最优解和全局最优解的趋势，在移动过程中得到第二组数据，对每个点当前的优化代价函数进行计算并与之前数据比较，分别确定个体最优解和全局最优解。
（24）
（25）
其中w为速度惯性权重，模拟鸟类觅食初始拟定的方向；为个体最优学习系数，模拟鸟类自己觅食的经验，趋向离个体曾经离食物最近的方向；为全局最优学习系数，模拟鸟类群体之间的通信，鸟类趋向离食物最近的同伴；rand表示一个0-1之间的随机数，用于增加速度选定的随机性；表示个体当前位置；表示个体当前最优位置；表示全局最优位置；表示下一步速度；表示下一步位置；表示当前速度。
（e）重复进行第（d）步，最终得到个初始值的组数据，即共进行计算代价函数值次，得到全局最优解，即最优参数G。
至此，完成了最优正位置反馈抑制器的设计。该最优正位置反馈抑制器将PPF主动抑制器与粒子群优化参数结合，从而使得抑制挠性帆板振动的效果最强。
该最优正位置反馈抑制器可以设置为卫星系统中帆板振动模拟装置的控制器，用于抑制挠性帆板的振动。
本申请为带跟瞄装置的复杂卫星专门设计了一套卫星地面全物理仿真系统，采用悬吊法进行跟瞄装置的重力卸载，设计了五维运动模拟平台模拟外太空运动目标，考虑帆板振动和扰动力矩模拟加入了帆板振动模拟装置和扰动模拟装置，同时为了更便捷的效能评估增加了一台地面动力学计算机用于作为效能评估的基准。
为该仿真系统搭配了效能评估方法，改进熵值法常用于武器装备评估、风险评估等，而本申请在能获取实验数据的卫星单轴姿态动力学相似单元上首次尝试将改进熵值法应用于单轴指标数据的权值判定，并与层次分析法采用组合赋权实现主客观结合的评估，应用在卫星地面全物理仿真系统的效能评估系统中。
本申请给出了更为精准的考虑到卫星平动转动、太阳帆板振动与转动以及跟瞄装置转动等问题的卫星模型。
系统级的仿真试验，特别关心载荷的稳定度和精度要和卫星实际状态是否一致，在地面重力和风阻等复杂因素的作用下常规算法难以实现卫星在轨预期的精度和稳定度，为了增强控制器的自适应性且提高控制精度和稳定度，在控制律设计中引入RBF神经网络进行实时估计并结合反步法以及滑模思想进行控制律设计使得控制算法的精确程度以及自适应能力更强，且较为难确定的范围参数采用了自适应律进行估计，与常规该类控制器相比具有较大改进。
考虑到挠性帆板的振动问题，结合PPF正位置反馈抑制器与粒子群最优化算法进行反馈参数选取设计了一款最优正位置反馈抑制器，实现了最佳帆板振动抑制效果。
Claims (10)
1.一种带有跟瞄装置的航天器姿态控制物理仿真系统，其特征在于，所述系统包括：三轴气浮台、台上仿真测试设备和台下设备；
所述三轴气浮台包括气浮分系统、基座平台分系统、仪表平台分系统和台上支持分系统；
所述气浮分系统，用于构造微阻尼环境并支撑气浮球和仪表平台及台上设备；
所述基座平台分系统，包括：同步千斤顶子系统，用于未执行任务时负责代替气浮轴承支撑仪表平台；台上设备及设备基座平台子系统，用于提供安装基座和支撑条件；
所述仪表平台分系统，包括：用于为台上设备供电的电源；用于模拟卫星质量特性的质量特性测调系统，通过增减质量块和调节丝杠进行的质心和转动惯量调整以模拟卫星实际情况；用于进行角度角速度的测量的角度角速度测量系统，采用陀螺、激光跟踪仪和光电自准直仪进行角度和角速度的测量；用于模拟卫星质量特性并为电源、质量特性测调系统、角度角速度测量系统、台上支持分系统设备以及台上仿真测试设备提供安装位的仪表平台；
所述台上支持分系统包括台上遥测姿控管理子系统和冷气喷气装置，台上遥测姿控管理子系统包括台上工控机及其软件系统和无线路由器，用于信息解算和交互；冷气喷气装置用于卫星目标姿态转动为大角度时的卫星姿态控制、辅助质量特性测调系统调平衡、动量轮角动量卸载和姿态异常时对台体进行保护；
所述台上仿真测试设备安装在仪表平台上，根据实际卫星安装设备以及安装位置进行设置，用于模拟有效载荷或进行姿态的测量；所述台上仿真测试设备包括：太阳地球敏感器、激光跟踪仪配套使用的台上靶标、光电自准直仪配套使用的高精度立方体棱镜、反作用飞轮、陀螺、跟瞄装置、图像处理系统、帆板振动模拟装置、压电元件和扰动模拟装置；所述跟瞄装置包括二维移动平台以及置于其上的相机，图像处理系统用于解算相机拍摄的图片信息并提取出目标当前位置状态信息；所述帆板振动模拟装置采用铝板模拟太阳帆板载荷，在其上安装压电元件用于对挠性帆板的振动进行抑制；所述扰动模拟装置采用反作用飞轮模拟不同频率和幅值的扰动，实现扰动力矩的模拟；
所述台下设备放置于气浮台周围的地面上，包括地面综合管理子系统、装调检测装置、目标卫星模拟子系统、供气系统、重力卸载子系统、地面动力学计算机以及其他辅助测试设备；
所述地面综合管理子系统包括台下工控机及其软件系统，负责全系统状态监控，完成台下数据的采集处理与显示，并通过无线电获取台上测控数据并对其进行信息采集、处理和转换；完成试验结果的分析与显示并向台上发送指令；
所述装调检测装置用于对仪表平台分系统进行质心与转动惯量的调整，保证质心与回转中心重合，并负责仪表平台的转运、停放与安装；
所述目标卫星模拟子系统由五维机构和平行光管组成，其中平行光管用于发出光束模拟外太空远处目标物体，五维机构用于模拟目标卫星的姿态和轨道运动；
所述供气系统用于为气浮分系统提供稳定的高压气体用以形成气膜；
所述重力卸载子系统采用天车龙门方案，用于卸载台上跟瞄装置中相机的重力；采用主动式悬吊法，通过控制电机牵引吊索，使得吊索张力等于被吊物体重力；
所述地面动力学计算机用于进行复杂卫星精确动力学运动学仿真，使用的复杂卫星模型为带有两个挠性太阳帆板以及二维跟瞄装置的卫星动力学模型，并将所述卫星动力学模型的仿真数据作为效能评估的基准，对带有跟瞄装置的航天器姿态控制物理仿真系统进行评估；
所述其他辅助测试设备包括与台上设备中太阳地球敏感器、高精度立方体棱镜、靶标相配套的太阳地球模拟器、光电自准直仪、激光跟踪仪以及针对台下供气系统的气压温度监测。
2.根据权利要求1所述的仿真系统，其特征在于，所述重力卸载子系统由二维直线运动单元和竖直恒张力悬挂单元组成；
所述二维直线运动单元依据角度传感器反馈的吊索偏转角对水平面内二维电机进行位置控制；
所述恒张力悬挂单元通过张力传感器反馈给控制器控制电动缸的放收，进行恒张力控制。
3.根据权利要求1所述的仿真系统，其特征在于，所述卫星动力学模型具体包括：
（1）
（2）
（3）
（4）
（5）
（6）
其中，（1）式为质心平动方程，（2）式为绕质心转动方程，（3）、（4）式为太阳帆板转动控制方程，（5）、（6）式为太阳帆板振动方程；（1）、（2）式以卫星控制坐标系为基准，（3）、（4）式以太阳帆板根部坐标系为基准；
式中，为卫星总质量阵；为卫星平动位移阵，在本体控制坐标系度量；、分别为太阳帆板振动对卫星中心体平动的柔性耦合系数阵；、分别为太阳翼的模态坐标阵；为作用在卫星上的外力列阵，在本体控制坐标系度量；为帆板转动角速度列阵，在本体控制坐标系度量；为作用在卫星上的外力矩列阵，在本体控制坐标系度量；分别为作用在两个太阳帆板上的外力矩矩阵，在太阳帆板自身局部坐标系下度量；为二维跟瞄装置部件在自身质心坐标系下的转动惯量阵；分别为太阳帆板在自身局部坐标系下的转动惯量；、分别为跟瞄装置的方位子系统即转台主体和跟瞄装置的俯仰子系即相机的转动角速度列阵，在自身质心坐标系下度量；其中，为卫星整体相对于卫星控制坐标系的转动惯量阵，为j部件的总质量，为卫星主体和挠性太阳帆板在卫星本体坐标系下的相对卫星惯性主轴的转动惯量阵，为星体质心指向j部件质心的位置列矩阵；为卫星中心体的角速度列阵，在本体控制坐标系度量；、分别为太阳帆板振动对卫星中心体转动的柔性耦合系数阵；、分别为太阳帆板振动对自身转动的柔性耦合系数阵；、分别为太阳帆板转动与卫星转动的刚性耦合系数阵；、分别为太阳帆板的模态频率对角阵；、分别为太阳帆板的阻尼比；为方位子系统坐标系到卫星本体控制坐标系的转换矩阵，转台方位子系统绕自身方位轴正向转动角度为；
（7）
为俯仰子系统坐标系到卫星本体控制坐标系的转换矩阵，转台方位子系统绕其方位轴正向转动角度为，转台俯仰子系统绕其俯仰轴反向旋转角度为；
（8）
耦合系数计算公式：
太阳帆板振动对卫星中心体平动的柔性耦合系数阵计算公式为：
（9）
太阳帆板振动对卫星中心体转动的柔性耦合系数阵计算公式为：
（10）
太阳帆板振动对自身转动的柔性耦合系数阵计算公式为：
（11）
太阳帆板转动对卫星转动的刚性耦合系数阵计算公式为：
（12）
式中，，，其中表示第i个帆板上第j个质点代表的质量，；
其中， 为太阳帆板局部坐标系到本体控制坐标系转换矩阵，表达式为
（13）
其中，为太阳帆板转角，绕太阳帆板局部坐标系俯仰轴逆时针旋转为正；
为卫星整器质心到太阳帆板与卫星本体连接点的矢量，表示在本体控制坐标系下；
为第i个太阳帆板的第个节点位置矢量，表示在太阳帆板局部坐标系下；、、、均为与太阳帆板自身相关的常值矩阵，表示在太阳帆板局部坐标系下；
（14）
（15）
其中，表示第i个太阳帆板根部点指向其上第k个质量微元的矢量的反对称矩阵；表示第i个太阳帆板上第k个质量微元的质量；表示第i个太阳帆板的模态振型。
4.根据权利要求1-3任一项所述的仿真系统，其特征在于，所述仪表平台的基于RBF神经网络的反步法滑模控制器的建立方法，具体包括：采用RBF神经网络对转动惯量以及非线性干扰项进行估计，并利用反步法，将反步法的虚拟控制量选取为滑模面形式，建立基于RBF神经网络的反步法滑模控制器；
所述滑模控制器设计结果如下：
（16）
（17）
（18）
（19）
其中，为该控制器输出的控制量，跟踪误差，虚拟控制量，为目标角度，为当前角度，为当前角速度，为神经网络输入，其中e表跟踪误差，为高斯基函数，和为估计网络输出，为误差估计值，为待试凑设计的正常系数。
5.根据权利要求1-3任一项所述的仿真系统，其特征在于，所述帆板振动模拟装置的针对太阳帆板振动的最优主动抑制器的建立方法，具体包括：采用PPF主动抑制器结合粒子群最优化算法选取最优主动抑制器反馈参数G，建立针对太阳帆板振动的最优主动抑制器；
所述反馈参数G的选取方法，具体包括：
步骤3.1、已知，根据劳斯判据稳定条件，确定G中五个参数的上界和下界记为和，选定粒子移动速度上下界记为和；
步骤3.2、使用前两阶的仿真过程中的n组模态振动坐标和，其中，组成优化代价函数：
（21）
步骤3.3、采用rands函数结合已知的上下界参数，随机选定个初始状态值以及相应的初始速度，并计算对应的优化代价函数进行比较，选定最小值为当前的全局最优解，当前各个点值为当前个体最优解；
（22）
（23）
其中，表示随机生成一个1行5列的矩阵并且矩阵中的每个数均为-1到1之间的随机数组，p和v分别表示当前初始个体下一步移动的位置和移动速度；
步骤3.4、选定每个初始值移动速度的上下界并对每个点进行随机速度移动，移动过程中添加趋近个体最优解和全局最优解的趋势，在移动过程中得到第二组数据，对每个点当前的优化代价函数进行计算并与之前数据比较，分别确定个体最优解和全局最优解；
（24）
（25）
其中，w为速度惯性权重，模拟鸟类觅食初始拟定的方向；为个体最优学习系数，模拟鸟类自己觅食的经验，趋向离个体曾经离食物最近的方向；为全局最优学习系数，模拟鸟类群体之间的通信，鸟类趋向离食物最近的同伴；rand表示一个0-1之间的随机数，用于增加速度选定的随机性；表示个体当前位置；表示个体当前最优位置；表示全局最优位置；表示下一步速度；表示下一步位置；表示当前速度；
步骤3.5、重复进行步骤3.4，最终得到个初始值的组数据，即共进行计算代价函数值次，得到全局最优解，即最优参数G。
6.一种针对权利要求1所述的带有跟瞄装置的航天器姿态控制物理仿真系统的评估方法，其特征在于，所述仿真系统的评估方法，具体包括：
S1、采用层次分析法思想将带有跟瞄装置的航天器姿态控制物理仿真系统分为若干个结构单元并将其作为相似元；
S2、将不可获得实际客观评价数据的结构单元，分别采用层次分析法进行可信度分析，其中，所述实际客观评价数据是指通过仿真实验获取的体现结构单元的特性的数据；
S3、将可以获得实际客观评价数据的结构单元，采用层次分析法和改进熵值法进行组合赋权的效能评估方法进行可信度分析；
S4、采用层次分析法进行结构单元的重要性排序并得到权值矩阵，结合S2和S3得到的各个结构单元的可信度结果，得到所述仿真系统的总体相似度。
7.根据权利要求6所述的评估方法，其特征在于，所述采用层次分析法和改进熵值法进行组合赋权的效能评估方法，具体包括：
将可以获得实际客观评价数据的结构单元采用层次分析法划分至具有实际数据指标意义的小相似单元，并根据工况计算各个小相似单元的相似值；
采用层次分析法获取各个小相似单元的权重，获得主观权重矩阵；
获取多组地面动力学计算机输出的小相似单元的客观评价数据，获取多组客观评价数据；采用改进熵值法针对所述多组客观评价数据进行差异性计算并获取各个小相似单元的客观权重矩阵；
采用组合赋权法的思想将所述主观权重矩阵和所述客观权重矩阵进行组合赋权得到最终的权重矩阵；
结合小相似单元的相似值以及权重矩阵，获得结构单元的相似程度，完成该结构单元的效能评估。
8.一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，其特征在于，当所述处理器运行所述存储器存储的计算机程序时执行权利要求6至7中任一项所述的方法的步骤。
9.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质中存储有多条计算机指令，所述多条计算机指令用于使计算机执行权利要求6至7中任一项所述的方法。
10.一种计算机程序产品，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现权利要求6至7中任一项所述的方法。
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Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN117234106A (zh) * | 2023-11-16 | 2023-12-15 | 哈尔滨工业大学 | 卫星姿轨控制地面仿真系统及其可信度评估方法 |
Citations (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5485383A (en) * | 1992-03-12 | 1996-01-16 | Deutsche Aerospace Ag | Attitude and orbit control system (AOCS) comprising a testing system |
| WO2002039062A1 (fr) * | 2000-11-08 | 2002-05-16 | Centre National D'etudes Spatiales | Banc de test au sol d'un senseur stellaire |
| CN101853028A (zh) * | 2010-06-12 | 2010-10-06 | 哈尔滨工业大学 | 一种验证卫星编队的三轴气浮台导引方法 |
| CN103868648A (zh) * | 2014-04-01 | 2014-06-18 | 哈尔滨工业大学 | 三轴气浮仿真实验平台的质心测量方法 |
| CN109573105A (zh) * | 2018-11-19 | 2019-04-05 | 上海埃依斯航天科技有限公司 | 末子级留轨应用子系统姿态控制方法 |
| CN111619829A (zh) * | 2020-05-11 | 2020-09-04 | 北京控制工程研究所 | 一种基于主动指向超静平台的多级协同控制方法 |
| CN114153221A (zh) * | 2022-02-09 | 2022-03-08 | 伸瑞科技（北京）有限公司 | 卫星高精度跟踪指向控制地面仿真系统及方法 |
| CN114895716A (zh) * | 2022-04-14 | 2022-08-12 | 哈尔滨工业大学 | 航天器高精度跟瞄控制地面仿真系统与方法 |
| CN116068915A (zh) * | 2023-03-08 | 2023-05-05 | 哈尔滨工业大学 | 航天器gnc系统高仿真度分布式仿真装置与方法 |
| CN116080940A (zh) * | 2023-03-31 | 2023-05-09 | 伸瑞科技（北京）有限公司 | 双星高速交会运动时空同步模拟装置及其方法 |
-
2023
- 2023-07-27 CN CN202310927804.5A patent/CN116661335B/zh active Active
Patent Citations (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5485383A (en) * | 1992-03-12 | 1996-01-16 | Deutsche Aerospace Ag | Attitude and orbit control system (AOCS) comprising a testing system |
| WO2002039062A1 (fr) * | 2000-11-08 | 2002-05-16 | Centre National D'etudes Spatiales | Banc de test au sol d'un senseur stellaire |
| CN101853028A (zh) * | 2010-06-12 | 2010-10-06 | 哈尔滨工业大学 | 一种验证卫星编队的三轴气浮台导引方法 |
| CN103868648A (zh) * | 2014-04-01 | 2014-06-18 | 哈尔滨工业大学 | 三轴气浮仿真实验平台的质心测量方法 |
| CN109573105A (zh) * | 2018-11-19 | 2019-04-05 | 上海埃依斯航天科技有限公司 | 末子级留轨应用子系统姿态控制方法 |
| CN111619829A (zh) * | 2020-05-11 | 2020-09-04 | 北京控制工程研究所 | 一种基于主动指向超静平台的多级协同控制方法 |
| CN114153221A (zh) * | 2022-02-09 | 2022-03-08 | 伸瑞科技（北京）有限公司 | 卫星高精度跟踪指向控制地面仿真系统及方法 |
| CN114895716A (zh) * | 2022-04-14 | 2022-08-12 | 哈尔滨工业大学 | 航天器高精度跟瞄控制地面仿真系统与方法 |
| CN116068915A (zh) * | 2023-03-08 | 2023-05-05 | 哈尔滨工业大学 | 航天器gnc系统高仿真度分布式仿真装置与方法 |
| CN116080940A (zh) * | 2023-03-31 | 2023-05-09 | 伸瑞科技（北京）有限公司 | 双星高速交会运动时空同步模拟装置及其方法 |
Non-Patent Citations (3)
| Title |
|---|
| X. WANG: "Large Flexible Spacecraft Simulation System: Control, Identification and Effectiveness Evaluation", 《2022 41ST CHINESE CONTROL CONFERENCE (CCC)》, pages 1396 - 1401 * |
| 任家栋等: "多模式混合推进悬停控制与半 物理仿真系统", 《中国惯性技术学报》, vol. 27, no. 4, pages 538 * |
| 高雅等: "航天器集群控制与规划算法仿真 验证平台设计", 《飞控与探测》, vol. 4, no. 4, pages 66 - 73 * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN117234106A (zh) * | 2023-11-16 | 2023-12-15 | 哈尔滨工业大学 | 卫星姿轨控制地面仿真系统及其可信度评估方法 |
| CN117234106B (zh) * | 2023-11-16 | 2024-02-06 | 哈尔滨工业大学 | 卫星姿轨控制地面仿真系统及其可信度评估方法 |
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