面向航天器角振动抑制的自适应跟踪滤波控制方法及装置与流程

1.本发明涉及航天器角振动抑制领域，并且更具体地，涉及一种面向航天器角振动抑制的自适应跟踪滤波控制方法及装置。


背景技术：

2.近年来，中国在遥感卫星领域发展迅猛，据统计在2020年以前我国成功发射的陆地卫星、气象卫星和海洋卫星三类遥感卫星共计200余颗。目前，高精度遥感卫星的地面分辨率主要在0.1米至0.5米之间。一般来说，低分辨率相机具有孔径小、焦距短、结构固有频率较高的特点，相对于卫星平台而言其结构刚度较大，在扰振载荷作用下的动力学响应以相机整体运动为主。而对于大孔径、长焦距的高分辨率相机，其结构固有频率较低且较为密集。在扰振载荷作用下，除相机整体运动外，结构动态变形引起的各光学元件及探测器之间的相对运动会对像移产生不可忽略的影响，因此，航天器扰振的存在会对高精度相机的工作性能造成严重影响。
3.航天器在轨运行过程中主要有两类扰振源，一类是来自外部空间环境的外部扰动源，例如太阳辐射、热效应、重力梯度等；另一类是自身活动部件的内部扰动源，例如控制力矩陀螺(control moment gyro，简称cmg)、动量轮、制冷机等。有效载荷敏感度不同，所需要的角振动抑制指标也会存在较大差异，对于高精度成像相机，要求相机视轴稳定度要优于0.1
″
。卫星上的振动属于角振动，分布频带广，通常为10-6hz～1khz，且幅值小，一般在微米量级甚至更小。
4.根据控制系统是否需要外加能源，振动控制方法可分为被动控制方法和主动控制方法。传统航天器大多采用被动控制技术，近些年随着航天器对控制精度要求不断提升，航天器主动振动控制技术已成为主流。国内相关团队开展了航天器主动振动控制方法的研究，文献《stewart并联机构主动隔振平台的非线性l2鲁棒控制》(杨涛等，机器人，2009，31(3)：210-206)提出了一种基于六足主动支架平台的航天器主动隔振系统，设计了一种非线性的鲁棒主动控制方法。文献《基于主被动一体隔振指向平台的柔性航天器高精高稳指向方法》(徐广德等，航天器程，2019，28(6)：15-23)同样基于六足主动支架平台提出了一种航天器隔振和指向一体化系统，对每个支架都采用了积分力反馈控制方法抑制角振动。以上控制方法均适合中低频段的振动控制，对于上中高频段的振动难以发挥作用。
5.因此，现有的航天器高精度成像相机的角振动抑制方法存在控制复杂度高、适应性差、可靠性差以及灵活性差的问题。


技术实现要素：

6.为了解决上述背景技术中的至少一项技术问题，本发明提供一种面向航天器角振动抑制的自适应跟踪滤波控制方法及装置，可用于对遥感卫星上高精度成像相机的角振动抑制，提升相机成像质量。
7.根据本发明的一个方面，提供了一种面向航天器角振动抑制的自适应跟踪滤波控
制方法，包括：
8.通过角速度传感器采集角振动平台的角振动信号，将采集的角振动信号进行放大和滤波处理，并将滤波处理后的角振动信号进行模数转换；
9.采用自适应跟踪滤波算法，根据模数转换后的角振动信号生成作动器所需的控制信号；
10.基于控制信号控制音圈电机运动，对角振动平台的角振动幅度进行抑制。
11.可选地，所述采用自适应跟踪滤波算法，根据模数转换后的角振动信号生成作动器所需的控制信号，包括：
12.设置模数转换后的角振动信号中扰振信号的振动频率；
13.引入与扰振信号同频率的一组正弦信号与余弦信号，作为正弦参考信号和余弦参考信号；
14.基于扰振信号的振动频率、正弦参考信号的第一权系数和余弦参考信号的第二权系数，计算第n步的控制信号；
15.基于扰振信号和第n步的控制信号，计算角振动平台的误差信号；
16.基于误差信号，计算自适应跟踪滤波算法的步长因子；
17.基于扰振信号、误差信号和步长因子，更新正弦参考信号的第一权系数和余弦参考信号的第二权系数；
18.基于扰振信号的振动频率、更新后的正弦参考信号的第一权系数和余弦参考信号的第二权系数，计算第n+1步的控制信号，直至角振动平台达到稳定状态。
19.可选地，所述扰振信号的振动频率记为wd，扰振信号d(n)的表达式为：
20.d(n)＝dsin(wdn+γ)
ꢀꢀꢀꢀ
(1)
21.式中，d(n)为扰振信号，d为信号幅值，wd为扰振信号的振动频率，n为离散的时间序列，γ为扰振信号的相位；
22.并且，基于扰振信号的振动频率、正弦参考信号的第一权系数和余弦参考信号的第二权系数，计算第n步的控制信号，包括：
23.u(n)＝a
n sin(wdn)+b
n cos(wdn)
ꢀꢀꢀꢀ
(2)
24.式中，u(n)为第n步的控制信号，an为第n步的正弦参考信号的第一权系数，wd为扰振信号的振动频率，n为离散的时间序列，bn为第n步的正弦参考信号的第二权系数，an和bn的初值都为0。
25.可选地，所述第n步的控制信号经控制器后产生的输出信号y(n)的表示形式为：
[0026][0027]
式中，假设传递函数h的表示形式为α表示传递函数h的放大倍数，表示传递函数h的相位，n为离散的时间序列，an为第n步的正弦参考信号的第一权系数，wd为扰振信号的振动频率，bn为第n步的正弦参考信号的第二权系数，an和bn的初值都为0；
[0028]
并且，所述基于扰振信号和第n步的控制信号，计算角振动平台的误差信号，包括：
[0029]
基于扰振信号和输出信号y(n)，通过以下公式计算角振动平台的误差信号：
[0030]
e(n)＝y(n)+d(n)
ꢀꢀꢀꢀ
(4)
[0031]
式中，e(n)为误差信号，y(n)为控制信号经控制器后产生的输出信号，d(n)为扰振
信号。
[0032]
可选地，所述基于误差信号，计算自适应跟踪滤波算法的步长因子，包括：
[0033]
基于误差信号，通过以下公式计算自适应跟踪滤波算法的步长因子：
[0034]
μ(n)＝β(1-e-|e(n)||e(n-1)|
)
ꢀꢀ
(5)
[0035]
式中，μ(n)为自适应跟踪滤波算法的步长因子，β为步长迭代系数，e(n)为误差信号，n为离散的时间序列。
[0036]
可选地，所述基于扰振信号、误差信号和步长因子，更新正弦参考信号的第一权系数和余弦参考信号的第二权系数，包括：
[0037]
基于扰振信号、误差信号和步长因子，通过以下公式更新正弦参考信号的第一权系数：
[0038]an+1
＝an+μ(n)e(n)sin(wdn)
ꢀꢀꢀꢀ
(6)
[0039]
其中，a
n+1
为第n+1步的正弦参考信号的第一权系数，an为第n步的正弦参考信号的第一权系数，μ(n)为步长因子，e(n)为误差信号，wd为扰振信号的振动频率，n为离散的时间序列；
[0040]
基于扰振信号、误差信号和步长因子，通过以下公式更新余弦参考信号的第二权系数：
[0041]bn+1
＝bn+μ(n)e(n)cos(wdn)
ꢀꢀ
(7)
[0042]
其中，b
n+1
为第n+1步的余弦参考信号的第二权系数，an为第n步的余弦参考信号的第二权系数，μ(n)为步长因子，e(n)为误差信号，wd为扰振信号的振动频率，n为离散的时间序列。
[0043]
可选地，所述基于控制信号控制音圈电机运动，对角振动平台的角振动幅度进行抑制，包括：
[0044]
通过功率放大器将控制信号转换后输出驱动信号；
[0045]
基于驱动信号对吸振系统内音圈电机的运动进行控制；
[0046]
通过音圈电机运动产生的惯性力，抑制角振动平台的角振动幅度。
[0047]
根据本发明的又一个方面，提供了一种面向航天器角振动抑制的自适应跟踪滤波控制装置，包括：
[0048]
信号采集及处理模块，用于通过角速度传感器采集角振动平台的角振动信号，将采集的角振动信号进行放大和滤波处理，并将滤波处理后的角振动信号进行模数转换；
[0049]
控制信号生成模块，用于采用自适应跟踪滤波算法，根据模数转换后的角振动信号生成作动器所需的控制信号；
[0050]
角振动幅度抑制模块，用于基于控制信号控制音圈电机运动，对角振动平台的角振动幅度进行抑制。
[0051]
根据本发明的又一个方面，提供了一种计算机可读存储介质，所述存储介质存储有计算机程序，所述计算机程序用于执行本发明上述任一方面所述的方法。
[0052]
根据本发明的又一个方面，提供了一种电子设备，所述电子设备包括：处理器；用于存储所述处理器可执行指令的存储器；所述处理器，用于从所述存储器中读取所述可执行指令，并执行所述指令以实现本发明上述任一方面所述的方法。
[0053]
本发明首先通过角速度传感器采集角振动平台的角振动信号，将采集的角振动信
号进行放大和滤波处理，并将滤波处理后的角振动信号进行模数转换，然后采用自适应跟踪滤波算法，根据模数转换后的角振动信号生成作动器所需的控制信号，最后基于控制信号控制音圈电机运动，对角振动平台的角振动幅度进行抑制。本发明可直接适用于角振动控制，减小了控制过程复杂度。本发明适应性强，可靠性高，方法需要调节的参数少，仅包括迭代系数和特征频点的频率，通过参数设置可以对任意频率的振动进行高效抑制。本发明的控制方法灵活性强，传感器与控制机构的安装位置不受限制，可以对任意位置组合条件下二者之间的传递特性进行快速实时辨识求解。本发明对现有隔振技术的发展和完善，可进一步提高视轴稳定度，提高成像质量，具有重要推广应用价值。
附图说明
[0054]
通过参考下面的附图，可以更为完整地理解本发明的示例性实施方式：
[0055]
图1是本发明一示例性实施例提供的面向航天器角振动抑制的自适应跟踪滤波控制方法的流程示意图；
[0056]
图2是本发明一示例性实施例提供的基于自适应跟踪滤波控制方法的控制系统组成框图；
[0057]
图3是本发明一示例性实施例提供的自适应跟踪滤波算法的结构框图；
[0058]
图4是本发明一示例性实施例提供的角振动控制试验系统的结构图；
[0059]
图5是本发明一示例性实施例提供的6hz频点下角速度信号变化的实际测试结果的示意图；
[0060]
图6是本发明一示例性实施例提供的面向航天器角振动抑制的自适应跟踪滤波控制装置的结构示意图；
[0061]
图7是本发明一示例性实施例提供的电子设备的结构图。
具体实施方式
[0062]
下面，将参考附图详细地描述根据本发明的示例实施例。显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是本发明的全部实施例，应理解，本发明不受这里描述的示例实施例的限制。
[0063]
应注意到：除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。
[0064]
本发明受数字滤波技术的启发，注意到自适应滤波算法可以处理离散的频谱，过滤掉指定频率的信号，这与航天器上角振动的频率特性极为契合，因此提出了一种基于面向角振动抑制的自适应跟踪滤波控制方法。图1示出了本发明所提供的面向航天器角振动抑制的自适应跟踪滤波控制方法的流程示意图。如图1所示，面向航天器角振动抑制的自适应跟踪滤波控制方法，包括：
[0065]
步骤s 101：通过角速度传感器采集角振动平台的角振动信号，将采集的角振动信号进行放大和滤波处理，并将滤波处理后的角振动信号进行模数转换。
[0066]
在本发明实施例中，可以通过安装在角振动平台的某一结构上的角速度传感器采集角振动信号。角速度传感器采集到的角振动信号是模拟量电压信号，因此需要将角振动信号经信号调理电路进行放大和滤波处理后，进行模数转换，如图2所示。
[0067]
步骤s 102：采用自适应跟踪滤波算法，根据模数转换后的角振动信号生成作动器所需的控制信号；
[0068]
可选地，所述采用自适应跟踪滤波算法，根据模数转换后的角振动信号生成作动器所需的控制信号，包括：设置模数转换后的角振动信号中扰振信号的振动频率；引入与扰振信号同频率的一组正弦信号与余弦信号，作为正弦参考信号和余弦参考信号；基于扰振信号的振动频率、正弦参考信号的第一权系数和余弦参考信号的第二权系数，计算第n步的控制信号；基于扰振信号和第n步的控制信号，计算角振动平台的误差信号；基于误差信号，计算自适应跟踪滤波算法的步长因子；基于扰振信号、误差信号和步长因子，更新正弦参考信号的第一权系数和余弦参考信号的第二权系数；基于扰振信号的振动频率、更新后的正弦参考信号的第一权系数和余弦参考信号的第二权系数，计算第n+1步的控制信号，直至角振动平台达到稳定状态。
[0069]
可选地，所述扰振信号的振动频率记为wd，扰振信号d(n)的表达式为：
[0070]
d(n)＝dsin(wdn+γ)
ꢀꢀꢀꢀ
(1)
[0071]
式中，d(n)为扰振信号，d为信号幅值，wd为扰振信号的振动频率，n为离散的时间序列，γ为扰振信号的相位；
[0072]
并且，基于扰振信号的振动频率、正弦参考信号的第一权系数和余弦参考信号的第二权系数，计算第n步的控制信号，包括：
[0073]
u(n)＝a
n sin(wdn)+b
n cos(wdn)
ꢀꢀꢀꢀ
(2)
[0074]
式中，u(n)为第n步的控制信号，an为第n步的正弦参考信号的第一权系数，wd为扰振信号的振动频率，n为离散的时间序列，bn为第n步的正弦参考信号的第二权系数，an和bn的初值都为0。
[0075]
可选地，所述第n步的控制信号经控制器后产生的输出信号y(n)的表示形式为：
[0076][0077]
式中，假设传递函数h的表示形式为α表示传递函数h的放大倍数，表示传递函数h的相位，n为离散的时间序列，an为第n步的正弦参考信号的第一权系数，wd为扰振信号的振动频率，bn为第n步的正弦参考信号的第二权系数，an和bn的初值都为0；
[0078]
并且，所述基于扰振信号和第n步的控制信号，计算角振动平台的误差信号，包括：
[0079]
基于扰振信号和输出信号y(n)，通过以下公式计算角振动平台的误差信号：
[0080]
e(n)＝y(n)+d(n)
ꢀꢀꢀꢀ
(4)
[0081]
式中，e(n)为误差信号，y(n)为控制信号经控制器后产生的输出信号，d(n)为扰振信号。
[0082]
可选地，所述基于误差信号，计算自适应跟踪滤波算法的步长因子，包括：
[0083]
基于误差信号，通过以下公式计算自适应跟踪滤波算法的步长因子：
[0084]
μ(n)＝β(1-e-|e(n)||e(n-1)|
)
ꢀꢀ
(5)
[0085]
式中，μ(n)为自适应跟踪滤波算法的步长因子，β为步长迭代系数，e(n)为误差信号，n为离散的时间序列。
[0086]
可选地，所述基于扰振信号、误差信号和步长因子，更新正弦参考信号的第一权系数和余弦参考信号的第二权系数，包括：
[0087]
基于扰振信号、误差信号和步长因子，通过以下公式更新正弦参考信号的第一权系数：
[0088]an+1
＝an+μ(n)e(n)sin(wdn)
ꢀꢀꢀꢀ
(6)
[0089]
其中，a
n+1
为第n+1步的正弦参考信号的第一权系数，an为第n步的正弦参考信号的第一权系数，μ(n)为步长因子，e(n)为误差信号，wd为扰振信号的振动频率，n为离散的时间序列；
[0090]
基于扰振信号、误差信号和步长因子，通过以下公式更新余弦参考信号的第二权系数：
[0091]bn+1
＝bn+μ(n)e(n)cos(wdn)
ꢀꢀ
(7)
[0092]
其中，b
n+1
为第n+1步的余弦参考信号的第二权系数，an为第n步的余弦参考信号的第二权系数，μ(n)为步长因子，e(n)为误差信号，wd为扰振信号的振动频率，n为离散的时间序列。
[0093]
在本发明实施例中，如图2所示，cpu处理模块读取采集的数据，运用抑振控制算法对数据进行处理。该步骤将运行自适应跟踪滤波算法，根据采集数据实时生成作动器所需的控制信号。cpu处理模块运行的自适应跟踪滤波算法的结构如图3所示。结合图3所示，自适应跟踪滤波算法的运行过程如下：
[0094]
1)设置角振动信号中扰振信号的振动频率记为wd，扰振信号d(n)的表达式为：
[0095]
d(n)＝dsin(wdn+γ)
ꢀꢀꢀꢀ
(1)
[0096]
式中，d(n)为扰振信号，d为信号幅值，wd为扰振信号的振动频率，n为离散的时间序列，γ为扰振信号的相位；
[0097]
2)引入与扰振信号同频率的一组正弦信号与余弦信号，作为正弦参考信号和余弦参考信号；
[0098]
3)按照公式(2)，计算第n步的控制信号：
[0099]
u(n)＝a
n sin(wdn)+b
n cos(wdn)
ꢀꢀꢀꢀ
(2)
[0100]
式中，u(n)为第n步的控制信号，an为第n步的正弦参考信号的第一权系数，wd为扰振信号的振动频率，n为离散的时间序列，bn为第n步的正弦参考信号的第二权系数，an和bn的初值都为0。
[0101]
4)第n步的控制信号经控制器后产生的输出信号y(n)的表示形式为：
[0102][0103]
式中，假设传递函数h的表示形式为α表示传递函数h的放大倍数，表示传递函数h的相位，n为离散的时间序列，an为第n步的正弦参考信号的第一权系数，wd为扰振信号的振动频率，bn为第n步的正弦参考信号的第二权系数，an和bn的初值都为0；
[0104]
基于扰振信号和输出信号y(n)，通过以下公式计算角振动平台的误差信号：
[0105]
e(n)＝y(n)+d(n)
ꢀꢀꢀꢀ
(4)
[0106]
式中，e(n)为误差信号，y(n)为控制信号经控制器后产生的输出信号，d(n)为扰振信号；
[0107]
5)基于误差信号，通过以下公式计算自适应跟踪滤波算法的步长因子：
[0108]
μ(n)＝β(1-e-|e(n)||e(n-1)|
)
ꢀꢀ
(5)
[0109]
式中，μ(n)为自适应跟踪滤波算法的步长因子，β为步长迭代系数，e(n)为误差信号，n为离散的时间序列；
[0110]
6)由公式(5)可知，步长因子μ(n)与误差信号e(n)正相关，随着e(n)的减小而减小。β为μ(n)可达到的最大值，决定了其取值范围。因此，按照公式(6)和(7)更新正弦参考信号和余弦参考信号的权系数，然后跳转步骤2)计算第n+1步的控制信号，直至系统达到稳定状态。
[0111]an+1
＝an+μ(n)e(n)sin(wdn)
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(6)
[0112]bn+1
＝bn+μ(n)e(n)cos(wdn)
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(7)
[0113]
其中，a
n+1
为第n+1步的正弦参考信号的第一权系数，an为第n步的正弦参考信号的第一权系数，μ(n)为步长因子，e(n)为误差信号，wd为扰振信号的振动频率，n为离散的时间序列；b
n+1
为第n+1步的余弦参考信号的第二权系数，an为第n步的余弦参考信号的第二权系数，μ(n)为步长因子，e(n)为误差信号，wd为扰振信号的振动频率，n为离散的时间序列。
[0114]
步骤s103：基于控制信号控制音圈电机运动，对角振动平台的角振动幅度进行抑制。
[0115]
可选地，所述基于控制信号控制音圈电机运动，对角振动平台的角振动幅度进行抑制，包括：通过功率放大器将控制信号转换后输出驱动信号；基于驱动信号对吸振系统内音圈电机的运动进行控制；通过音圈电机运动产生的惯性力，抑制角振动平台的角振动幅度。
[0116]
在本发明实施例中，可以通过控制音圈电机运动进行角振动抑制。具体为，控制信号通过功率放大器转换后输出驱动信号，完成对吸振系统内音圈电机的运动控制，通过音圈电机运动产生的惯性力，抑制附着结构的角振动幅度。
[0117]
下文将详细阐述本发明所提出的面向航天器角振动抑制的自适应跟踪滤波控制方法，具体步骤如下：
[0118]
实际生产的角振动控制试验系统如图4所示。由角振动平台，角速度传感器，扰振源与吸振器构成。高精密角振动平台上部可转动圆盘为铝制，转动系统阻尼小，对外部扰振反应灵敏；角速度传感器用于测量加速度，反馈电压信号；两台吸振器通过工装安装在角振动平台上，一台连接信号发生器，产生稳定的扰振，另一台连接控制系统，对角振动系统进行控制。
[0119]
以下以抑制6hz频点上的扰振信号为例说明本发明的实施过程，具体如下：
[0120]
1)设置自适应跟踪滤波方法中扰振信号的频率为6hz；开启扰振源，设置扰振信号角速度幅值分别约为0.04
°
·
s-1
和0.015
°
·
s-1
，对应的角振动幅值分别为24
″
和9
″
，产生扰振。
[0121]
2)开启主动振动抑制系统，控制系统通过角速度传感器采集平台振动的角速度信号，角速度传感器采集到的模拟量电压信号经信号调理电路进行放大和滤波处理后，进行模数转换。
[0122]
3)控制系统的cpu引入与扰振信号同频率的一组正弦信号与余弦信号作为参考信号，并按照公式(2)计算第n步的控制信号u(n)(n＝0，1，2，
…
)。
[0123]
4)控制信号u(n)通过功率放大器转换后输出给音圈电机，音圈电机带动吸振器运动，对角振动进行抑制。
[0124]
5)控制系统的cpu采集当前平台振动的角速度信号值，计算误差信号e(n)，通过公式(5)计算可变步长因子μ(n)。
[0125]
6)控制系统的cpu按照公式(6)和(7)更新第n+1步的正弦参考信号和余弦参考信号的权系数a
n+1
和b
n+1
，然后跳转第3)步计算第n+1步的控制信号，以此类推。
[0126]
7)观察并统计控制效果，等待试验结束后，停止控制及扰振信号。
[0127]
试验中角速度传感器采集的角速度信号变化如图5所示，角速度曲线在扰振开启前后以及控制开启前后都呈现了十分明显的阶段性变化，这表明试验的扰振相对于噪声为显著信号，且角吸振器对角振动有明显的抑制效果。在6hz频点下，针对两种不同幅值的扰振信号进行了控制，扰振信号角振动幅值分别为24
″
和9
″
，在控制开启后，角速度均被衰减至接近噪声的水平，对应角振动幅值为0.6
″
，衰减程度达到93％。
[0128]
综上所述，本发明相比现有技术带来的有益效果有：
[0129]
(1)现有技术是对单自由度的线振动进行控制，当对角振动进行控制时需要解耦对六自由度线振动进行控制。本控制方法可直接适用于角振动控制，减小了控制过程复杂度。
[0130]
(2)本发明适应性强，可靠性高，方法需要调节的参数少，仅包括迭代系数和特征频点的频率，通过参数设置可以对任意频率的振动进行高效抑制，即使振动特性变化、结构特性退化，本方法依旧有效。
[0131]
(3)本发明控制方法灵活性强，传感器(输入)与控制机构(输出)的安装位置不受限制，可以对任意位置组合条件下二者之间的传递特性进行快速实时辨识求解。
[0132]
(4)本发明应用场景广泛，不仅可以对航天器内部的扰振源造成的微振动进行抑制，也可以对大柔性航天器结构的挠性振动进行抑制。
[0133]
示例性装置
[0134]
图6是本发明一示例性实施例提供的面向航天器角振动抑制的自适应跟踪滤波控制装置的结构示意图。如图6所示，装置600包括：
[0135]
信号采集及处理模块610，用于通过角速度传感器采集角振动平台的角振动信号，将采集的角振动信号进行放大和滤波处理，并将滤波处理后的角振动信号进行模数转换；
[0136]
控制信号生成模块620，用于采用自适应跟踪滤波算法，根据模数转换后的角振动信号生成作动器所需的控制信号；
[0137]
角振动幅度抑制模块630，用于基于控制信号控制音圈电机运动，对角振动平台的角振动幅度进行抑制。
[0138]
可选地，所述控制信号生成模块620，具体用于：
[0139]
设置模数转换后的角振动信号中扰振信号的振动频率；
[0140]
引入与扰振信号同频率的一组正弦信号与余弦信号，作为正弦参考信号和余弦参考信号；
[0141]
基于扰振信号的振动频率、正弦参考信号的第一权系数和余弦参考信号的第二权系数，计算第n步的控制信号；
[0142]
基于扰振信号和第n步的控制信号，计算角振动平台的误差信号；
[0143]
基于误差信号，计算自适应跟踪滤波算法的步长因子；
[0144]
基于扰振信号、误差信号和步长因子，更新正弦参考信号的第一权系数和余弦参
考信号的第二权系数；
[0145]
基于扰振信号的振动频率、更新后的正弦参考信号的第一权系数和余弦参考信号的第二权系数，计算第n+1步的控制信号，直至角振动平台达到稳定状态。
[0146]
可选地，所述扰振信号的振动频率记为wd，扰振信号d(n)的表达式为：
[0147]
d(n)＝dsin(wdn+γ)
ꢀꢀꢀꢀ
(1)
[0148]
式中，d(n)为扰振信号，d为信号幅值，wd为扰振信号的振动频率，n为离散的时间序列，γ为扰振信号的相位；
[0149]
并且，基于扰振信号的振动频率、正弦参考信号的第一权系数和余弦参考信号的第二权系数，计算第n步的控制信号，包括：
[0150]
u(n)＝a
n sin(wdn)+b
n cos(wdn)
ꢀꢀꢀꢀ
(2)
[0151]
式中，u(n)为第n步的控制信号，an为第n步的正弦参考信号的第一权系数，wd为扰振信号的振动频率，n为离散的时间序列，bn为第n步的正弦参考信号的第二权系数，an和bn的初值都为0。
[0152]
可选地，所述第n步的控制信号经控制器后产生的输出信号y(n)的表示形式为：
[0153][0154]
式中，假设传递函数h的表示形式为α表示传递函数h的放大倍数，表示传递函数h的相位，n为离散的时间序列，an为第n步的正弦参考信号的第一权系数，wd为扰振信号的振动频率，bn为第n步的正弦参考信号的第二权系数，an和bn的初值都为0；
[0155]
并且，所述基于扰振信号和第n步的控制信号，计算角振动平台的误差信号，包括：
[0156]
基于扰振信号和输出信号y(n)，通过以下公式计算角振动平台的误差信号：
[0157]
e(n)＝y(n)+d(n)
ꢀꢀꢀꢀ
(4)
[0158]
式中，e(n)为误差信号，y(n)为控制信号经控制器后产生的输出信号，d(n)为扰振信号。
[0159]
可选地，所述基于误差信号，计算自适应跟踪滤波算法的步长因子，包括：
[0160]
基于误差信号，通过以下公式计算自适应跟踪滤波算法的步长因子：
[0161]
μ(n)＝β(1-e-|e(n)||e(n-1)|
)
ꢀꢀ
(5)
[0162]
式中，μ(n)为自适应跟踪滤波算法的步长因子，β为步长迭代系数，e(n)为误差信号，n为离散的时间序列。
[0163]
可选地，所述基于扰振信号、误差信号和步长因子，更新正弦参考信号的第一权系数和余弦参考信号的第二权系数，包括：
[0164]
基于扰振信号、误差信号和步长因子，通过以下公式更新正弦参考信号的第一权系数：
[0165]an+1
＝an+μ(n)e(n)sin(wdn)
ꢀꢀꢀꢀ
(6)
[0166]
其中，a
n+1
为第n+1步的正弦参考信号的第一权系数，an为第n步的正弦参考信号的第一权系数，μ(n)为步长因子，e(n)为误差信号，wd为扰振信号的振动频率，n为离散的时间序列；
[0167]
基于扰振信号、误差信号和步长因子，通过以下公式更新余弦参考信号的第二权系数：
[0168]bn+1
＝bn+μ(n)e(n)cos(wdn)
ꢀꢀ
(7)
[0169]
其中，b
n+1
为第n+1步的余弦参考信号的第二权系数，an为第n步的余弦参考信号的第二权系数，μ(n)为步长因子，e(n)为误差信号，wd为扰振信号的振动频率，n为离散的时间序列。
[0170]
可选地，所述角振动幅度抑制模块630，具体用于：
[0171]
通过功率放大器将控制信号转换后输出驱动信号；
[0172]
基于驱动信号对吸振系统内音圈电机的运动进行控制；
[0173]
通过音圈电机运动产生的惯性力，抑制角振动平台的角振动幅度。
[0174]
本发明的实施例的面向航天器角振动抑制的自适应跟踪滤波控制装置与本发明的另一个实施例的面向航天器角振动抑制的自适应跟踪滤波控制方法相对应，在此不再赘述。
[0175]
示例性电子设备
[0176]
图7是本发明一示例性实施例提供的电子设备的结构。如图7所示，电子设备70包括一个或多个处理器71和存储器72。
[0177]
处理器71可以是中央处理单元(cpu)或者具有数据处理能力和/或指令执行能力的其他形式的处理单元，并且可以控制电子设备中的其他组件以执行期望的功能。
[0178]
存储器72可以包括一个或多个计算机程序产品，所述计算机程序产品可以包括各种形式的计算机可读存储介质，例如易失性存储器和/或非易失性存储器。所述易失性存储器例如可以包括随机存取存储器(ram)和/或高速缓冲存储器(cache)等。所述非易失性存储器例如可以包括只读存储器(rom)、硬盘、闪存等。在所述计算机可读存储介质上可以存储一个或多个计算机程序指令，处理器71可以运行所述程序指令，以实现上文所述的本发明的各个实施例的软件程序的方法以及/或者其他期望的功能。在一个示例中，电子设备还可以包括：输入装置73和输出装置74，这些组件通过总线系统和/或其他形式的连接机构(未示出)互连。
[0179]
此外，该输入装置73还可以包括例如键盘、鼠标等等。
[0180]
该输出装置74可以向外部输出各种信息。该输出装置74可以包括例如显示器、扬声器、打印机、以及通信网络及其所连接的远程输出设备等等。
[0181]
当然，为了简化，图7中仅示出了该电子设备中与本发明有关的组件中的一些，省略了诸如总线、输入/输出接口等等的组件。除此之外，根据具体应用情况，电子设备还可以包括任何其他适当的组件。
[0182]
示例性计算机程序产品和计算机可读存储介质
[0183]
除了上述方法和设备以外，本发明的实施例还可以是计算机程序产品，其包括计算机程序指令，所述计算机程序指令在被处理器运行时使得所述处理器执行本说明书上述“示例性方法”部分中描述的根据本发明各种实施例的方法中的步骤。
[0184]
所述计算机程序产品可以以一种或多种程序设计语言的任意组合来编写用于执行本发明实施例操作的程序代码，所述程序设计语言包括面向对象的程序设计语言，诸如java、c++等，还包括常规的过程式程序设计语言，诸如“c”语言或类似的程序设计语言。程序代码可以完全地在用户计算设备上执行、部分地在用户设备上执行、作为一个独立的软件包执行、部分在用户计算设备上部分在远程计算设备上执行、或者完全在远程计算设备
或服务器上执行。
[0185]
此外，本发明的实施例还可以是计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序指令，所述计算机程序指令在被处理器运行时使得所述处理器执行本说明书上述“示例性方法”部分中描述的根据本发明各种实施例的方法中的步骤。
[0186]
所述计算机可读存储介质可以采用一个或多个可读介质的任意组合。可读介质可以是可读信号介质或者可读存储介质。可读存储介质例如可以包括但不限于电、磁、光、电磁、红外线、或半导体的系统、系统或器件，或者任意以上的组合。可读存储介质的更具体的例子(非穷举的列表)包括：具有一个或多个导线的电连接、便携式盘、硬盘、随机存取存储器(ram)、只读存储器(rom)、可擦式可编程只读存储器(eprom或闪存)、光纤、便携式紧凑盘只读存储器(cd-rom)、光存储器件、磁存储器件、或者上述的任意合适的组合。
[0187]
以上结合具体实施例描述了本发明的基本原理，但是，需要指出的是，在本发明中提及的优点、优势、效果等仅是示例而非限制，不能认为这些优点、优势、效果等是本发明的各个实施例必须具备的。另外，上述公开的具体细节仅是为了示例的作用和便于理解的作用，而非限制，上述细节并不限制本发明为必须采用上述具体的细节来实现。
[0188]
本说明书中各个实施例均采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其它实施例的不同之处，各个实施例之间相同或相似的部分相互参见即可。对于系统实施例而言，由于其与方法实施例基本对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法实施例的部分说明即可。
[0189]
本发明中涉及的器件、系统、设备、系统的方框图仅作为例示性的例子并且不意图要求或暗示必须按照方框图示出的方式进行连接、布置、配置。如本领域技术人员将认识到的，可以按任意方式连接、布置、配置这些器件、系统、设备、系统。诸如“包括”、“包含”、“具有”等等的词语是开放性词汇，指“包括但不限于”，且可与其互换使用。这里所使用的词汇“或”和“和”指词汇“和/或”，且可与其互换使用，除非上下文明确指示不是如此。这里所使用的词汇“诸如”指词组“诸如但不限于”，且可与其互换使用。
[0190]
可能以许多方式来实现本发明的方法和系统。例如，可通过软件、硬件、固件或者软件、硬件、固件的任何组合来实现本发明的方法和系统。用于所述方法的步骤的上述顺序仅是为了进行说明，本发明的方法的步骤不限于以上具体描述的顺序，除非以其它方式特别说明。此外，在一些实施例中，还可将本发明实施为记录在记录介质中的程序，这些程序包括用于实现根据本发明的方法的机器可读指令。因而，本发明还覆盖存储用于执行根据本发明的方法的程序的记录介质。
[0191]
还需要指出的是，在本发明的系统、设备和方法中，各部件或各步骤是可以分解和/或重新组合的。这些分解和/或重新组合应视为本发明的等效方案。提供所公开的方面的以上描述以使本领域的任何技术人员能够做出或者使用本发明。对这些方面的各种修改对于本领域技术人员而言是非常显而易见的，并且在此定义的一般原理可以应用于其他方面而不脱离本发明的范围。因此，本发明不意图被限制到在此示出的方面，而是按照与在此公开的原理和新颖的特征一致的最宽范围。
[0192]
为了例示和描述的目的已经给出了以上描述。此外，此描述不意图将本发明的实施例限制到在此公开的形式。尽管以上已经讨论了多个示例方面和实施例，但是本领域技术人员将认识到其某些变型、修改、改变、添加和子组合。

技术特征：
1.一种面向航天器角振动抑制的自适应跟踪滤波控制方法，其特征在于，包括：通过角速度传感器采集角振动平台的角振动信号，将采集的角振动信号进行放大和滤波处理，并将滤波处理后的角振动信号进行模数转换；采用自适应跟踪滤波算法，根据模数转换后的角振动信号生成作动器所需的控制信号；基于控制信号控制音圈电机运动，对角振动平台的角振动幅度进行抑制。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述采用自适应跟踪滤波算法，根据模数转换后的角振动信号生成作动器所需的控制信号，包括：设置模数转换后的角振动信号中扰振信号的振动频率；引入与扰振信号同频率的一组正弦信号与余弦信号，作为正弦参考信号和余弦参考信号；基于扰振信号的振动频率、正弦参考信号的第一权系数和余弦参考信号的第二权系数，计算第n步的控制信号；基于扰振信号和第n步的控制信号，计算角振动平台的误差信号；基于误差信号，计算自适应跟踪滤波算法的步长因子；基于扰振信号、误差信号和步长因子，更新正弦参考信号的第一权系数和余弦参考信号的第二权系数；基于扰振信号的振动频率、更新后的正弦参考信号的第一权系数和余弦参考信号的第二权系数，计算第n+1步的控制信号，直至角振动平台达到稳定状态。3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述扰振信号的振动频率记为w
d
，扰振信号d(n)的表达式为：d(n)＝dsin(w
d
n+γ)
ꢀꢀꢀꢀꢀ
(1)式中，d(n)为扰振信号，d为信号幅值，w
d
为扰振信号的振动频率，n为离散的时间序列，γ为扰振信号的相位；并且，基于扰振信号的振动频率、正弦参考信号的第一权系数和余弦参考信号的第二权系数，计算第n步的控制信号，包括：u(n)＝a
n
sin(w
d
n)+b
n
cos(w
d
n)
ꢀꢀꢀꢀꢀ
(2)式中，u(n)为第n步的控制信号，a
n
为第n步的正弦参考信号的第一权系数，w
d
为扰振信号的振动频率，n为离散的时间序列，b
n
为第n步的正弦参考信号的第二权系数，a
n
和b
n
的初值都为0。4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述第n步的控制信号经控制器后产生的输出信号y(n)的表示形式为：y(n)＝αa
n
sin(w
d
n+φ)+αb
n
cos(w
d
n+φ)
ꢀꢀꢀꢀ
(3)式中，假设传递函数h的表示形式为α表示传递函数h的放大倍数，表示传递函数h的相位，n为离散的时间序列，a
n
为第n步的正弦参考信号的第一权系数，w
d
为扰振信号的振动频率，b
n
为第n步的正弦参考信号的第二权系数，a
n
和b
n
的初值都为0；并且，所述基于扰振信号和第n步的控制信号，计算角振动平台的误差信号，包括：基于扰振信号和输出信号y(n)，通过以下公式计算角振动平台的误差信号：
e(n)＝y(n)+d(n) (4)式中，e(n)为误差信号，y(n)为控制信号经控制器后产生的输出信号，d(n)为扰振信号。5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述基于误差信号，计算自适应跟踪滤波算法的步长因子，包括：基于误差信号，通过以下公式计算自适应跟踪滤波算法的步长因子：μ(n)＝β(1-e-|e(n)||e(n-1)|
)
ꢀꢀꢀꢀꢀ
(5)式中，μ(n)为自适应跟踪滤波算法的步长因子，β为步长迭代系数，e(n)为误差信号，n为离散的时间序列。6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述基于扰振信号、误差信号和步长因子，更新正弦参考信号的第一权系数和余弦参考信号的第二权系数，包括：基于扰振信号、误差信号和步长因子，通过以下公式更新正弦参考信号的第一权系数：a
n+1
＝a
n
+μ(n)e(n)sin(w
d
n)
ꢀꢀꢀꢀ
(6)其中，a
n+1
为第n+1步的正弦参考信号的第一权系数，a
n
为第n步的正弦参考信号的第一权系数，μ(n)为步长因子，e(n)为误差信号，w
d
为扰振信号的振动频率，n为离散的时间序列；基于扰振信号、误差信号和步长因子，通过以下公式更新余弦参考信号的第二权系数：b
n+1
＝b
n
+μ(n)e(n)cos(w
d
n)
ꢀꢀꢀꢀ
(7)其中，b
n+1
为第n+1步的余弦参考信号的第二权系数，a
n
为第n步的余弦参考信号的第二权系数，μ(n)为步长因子，e(n)为误差信号，w
d
为扰振信号的振动频率，n为离散的时间序列。7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述基于控制信号控制音圈电机运动，对角振动平台的角振动幅度进行抑制，包括：通过功率放大器将控制信号转换后输出驱动信号；基于驱动信号对吸振系统内音圈电机的运动进行控制；通过音圈电机运动产生的惯性力，抑制角振动平台的角振动幅度。8.一种面向航天器角振动抑制的自适应跟踪滤波控制装置，其特征在于，包括：信号采集及处理模块，用于通过角速度传感器采集角振动平台的角振动信号，将采集的角振动信号进行放大和滤波处理，并将滤波处理后的角振动信号进行模数转换；控制信号生成模块，用于采用自适应跟踪滤波算法，根据模数转换后的角振动信号生成作动器所需的控制信号；角振动幅度抑制模块，用于基于控制信号控制音圈电机运动，对角振动平台的角振动幅度进行抑制。9.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述存储介质存储有计算机程序，所述计算机程序用于执行上述权利要求1-7任一所述的方法。10.一种电子设备，其特征在于，所述电子设备包括：处理器；用于存储所述处理器可执行指令的存储器；所述处理器，用于从所述存储器中读取所述可执行指令，并执行所述指令以实现上述
权利要求1-7任一所述的方法。

技术总结
本发明公开了一种面向航天器角振动抑制的自适应跟踪滤波控制方法及装置，属于航天器角振动抑制领域。本发明首先通过角速度传感器采集角振动平台的角振动信号，将角振动信号进行放大和滤波处理后进行模数转换，然后采用自适应跟踪滤波算法，根据模数转换后的角振动信号生成作动器所需的控制信号，最后基于控制信号控制音圈电机运动，对角振动平台的角振动幅度进行抑制。本发明可直接适用于角振动控制，减小了控制过程复杂度。本发明适应性强，可靠性高，方法需要调节的参数少，仅包括迭代系数和特征频点的频率，通过参数设置可以对任意频率的振动进行高效抑制。本发明的控制方法灵活性强，传感器与控制机构的安装位置不受限制。传感器与控制机构的安装位置不受限制。传感器与控制机构的安装位置不受限制。


技术研发人员：林星翰
受保护的技术使用者：林星翰
技术研发日：2023.03.14
技术公布日：2023/5/30