一种复合强抗扰姿态控制方法技术

一种复合强抗扰姿态控制方法，该方法基于非奇异终端滑模、反步法和观测器，能实现挠性飞行器系统快速、高精度姿态跟踪控制，同时具有强抗扰能力。利用自抗扰控制对扰动的快速、精确估计能力，结合反步控制技术和非奇异终端滑模的强鲁棒性和快速性，实现高性能飞行器姿态跟踪控制。

A compound robust disturbance rejection attitude control method

A composite strong disturbance attitude control method, this method is based on the non singular terminal sliding mode backstepping observer, and can realize the flexible spacecraft system, fast and high precision attitude tracking control, and has strong anti disturbance capability. With the fast and accurate estimation ability of ADRC, the high speed vehicle attitude tracking control is realized by combining the backstepping control technique and the strong robustness and rapidity of the nonsingular terminal sliding mode.

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种复合强抗扰姿态控制方法，属于飞行器姿态控制领域。
技术介绍
现代飞行器结构复杂，日益多样化的任务需求对飞行器控制性能(稳定性、抗扰性、快速性等)提出了更高的要求。同时，随着各项新技术、新方法的不断探索，飞行器控制的发展面临诸多机遇和挑战。开展飞行器相关技术研究具有十分重要的学术价值、战略意义和应用前景。如何研发先进的飞行器姿态控制技术是飞行器控制技术基础问题与关键技术之一。滑模变结构控制是一类特殊的非线性不连续控制方法。这种控制方法与其他控制不同在于系统的结构在动态过程中，会根据系统当前的状态有目的变化，使得系统按照预定滑动模态的状态轨迹运行。由于滑动模态可以进行设计且与模型参数及扰动无关，使得变结构控制具有反应速度快、对参数变化不敏感、对扰动不敏感、物理实现简单等优点，目前，滑模变结构控制在飞行器控制领域和伺服控制领域得到广泛应用。反步法具有稳定性好、收敛速度快的优点，允许保留被控对象非线性或高阶特征，可以处理一类非线性、不确定性的影响，其在航空领域的应用倍受研究人员的关注。自抗扰控制技术利用扩张状态观测器把所有的未知外扰的非线性不确定对象用非线性状态反馈化为积分串联型后，用状态误差反馈来设计出理想的控制器，利用非线性结构从根本上克服了经典PID的固有缺陷。同时并不需要直接测量外扰作用，也不需要事先知道扰动的作用规律，能够有效提高控制精度。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题是：克服现有技术的不足，以挠性飞行器的姿态控制系统为背景，提供一种基于非奇异终端滑模、反步设计法和观测器的挠性飞行器姿态跟踪控制方法，实现了挠性飞行器快速姿态跟踪控制，具有高精度，强抗扰能力，最大程度满足挠性飞行器姿态跟踪需求。本专利技术的技术解决方案是：一种复合强抗扰姿态控制方法，步骤如下：(1)建立挠性飞行器系统模型；(2)利用步骤(1)得到的所述挠性飞行器系统模型，基于四元数建立挠性飞行器运动学误差方程和动力学误差方程；(3)根据步骤(1)、(2)得到的挠性飞行器系统模型、挠性飞行器运动学误差方程和动力学误差方程，基于反步法，确定虚拟控制量；(4)根据步骤(2)中的挠性飞行器运动学误差方程和动力学误差方程，建立有限时间非奇异终端滑模面；(5)根据步骤(1)、(2)得到的挠性飞行器系统模型、挠性飞行器运动学误差方程和动力学误差方程，将总不确定项从模型中分离，确定扩张状态观测器，估计总不确定项；(6)确定基于滑模和扩张状态观测器的控制器，从而实现复合强抗扰姿态控制。本专利技术与现有技术相比的有益效果是：(1)在挠性振动模态、转动惯量不确定、外部扰动以及执行器饱和影响飞行器情况下，实现飞行器快速、高精度姿态跟踪控制，同时具有强抗扰能力。(2)充分发挥自抗扰控制的快速、精确估计能力，再结合反步控制技术和非奇异终端滑模的强鲁棒性和快速性，实现高性能飞行器姿态跟踪控制。附图说明图1为本专利技术基于滑模和观测器的控制系统流程图；图2为本专利技术PID控制器的姿态四元数跟踪误差和角速度跟踪误差；图3为本专利技术复合强抗扰姿态控制器的姿态四元数跟踪误差和角速度跟踪误差；图4为本专利技术PID控制器的输入力矩；图5为本专利技术复合强抗扰姿态控制器的输入力矩；图6为本专利技术滑模面的仿真结果；图7为本专利技术扩张状态观测器对扰动的估计；图8为本专利技术挠性模态频率衰减曲线。图9为本专利技术情况二下姿态四元数跟踪误差和角速度跟踪误差；图10为本专利技术情况二下扩张状态观测器对扰动的估计。具体实施方式下面结合附图对本专利技术的具体实施方式进行进一步的详细描述。如图1所示，本专利技术提出的一种复合强抗扰姿态控制方法的具体步骤如下：(1)考虑飞行器挠性特性、转动惯量不确定、外部扰动、执行器饱和等因素的影响，建立如下挠性飞行器系统模型：其中：d∈R3是外部扰动，δ∈R4×3为刚体与挠性附件的耦合矩阵，δT是δ的转置，η为挠性模态，和分别为η的一阶导数和二阶导数；J0∈R3×3为已知的标称惯量矩阵，且为正定矩阵；ΔJ为惯量矩阵中的不确定部分，Ω＝[Ω1,Ω2,Ω3]T是飞行器在本体坐标系中的角速度分量，是Ω的一阶导数；×是运算符号，将×用于向量b＝[b1,b2,b3]T可得到：L＝diag{2ζiωni,i＝1,2,...,N本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种复合强抗扰姿态控制方法，其特征在于步骤如下：(1)建立挠性飞行器系统模型；(2)利用步骤(1)得到的所述挠性飞行器系统模型，基于四元数建立挠性飞行器运动学误差方程和动力学误差方程；(3)根据步骤(1)、(2)得到的挠性飞行器系统模型、挠性飞行器运动学误差方程和动力学误差方程，基于反步法，确定虚拟控制量；(4)根据步骤(2)中的挠性飞行器运动学误差方程和动力学误差方程，建立有限时间非奇异终端滑模面；(5)根据步骤(1)、(2)得到的挠性飞行器系统模型、挠性飞行器运动学误差方程和动力学误差方程，将总不确定项从模型中分离，确定扩张状态观测器，估计总不确定项；(6)确定基于滑模和扩张状态观测器的控制器，从而实现复合强抗扰姿态控制。

【技术特征摘要】
1.一种复合强抗扰姿态控制方法，其特征在于步骤如下：(1)建立挠性飞行器系统模型；(2)利用步骤(1)得到的所述挠性飞行器系统模型，基于四元数建立挠性飞行器运动学误差方程和动力学误差方程；(3)根据步骤(1)、(2)得到的挠性飞行器系统模型、挠性飞行器运动学误差方程和动力学误差方程，基于反步法，确定虚拟控制量；(4)根据步骤(2)中的挠性飞行器运动学误差方程和动力学误差方程，建立有限时间非奇异终端滑模面；(5)根据步骤(1)、(2)得到的挠性飞行器系统模型、挠性飞行器运动学误差方程和动力学误差方程，将总不确定项从模型中分离，确定扩张状态观测器，估计总不确定项；(6)确定基于滑模和扩张状态观测器的控制器，从而实现复合强抗扰姿态控制。2.根据权利要求1所述的一种复合强抗扰姿态控制方法，其特征在于：挠性飞行器系统模型，具体为：(J0+ΔJ...

【专利技术属性】
技术研发人员：路坤锋，刘海亮，李天涯，周峰，白云飞，高磊，王辉，李新明，纪刚，孙友，杜立夫，
申请(专利权)人：北京航天自动控制研究所，中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京;11