一种非合作目标组合体航天器的数据驱动姿态控制器设计方法技术

一种非合作目标组合体航天器的数据驱动姿态控制器设计方法，本发明专利技术涉及非合作目标组合体航天器的数据驱动姿态控制器设计方法。本发明专利技术为了解决设计非合作目标组合体航天器姿态稳定控制器时，组合体航天器参数未知，导致航天器设计过程复杂的问题。本发明专利技术包括：一：建立非合作目标组合体航天器姿态控制的姿态运动学方程与姿态动力学方程；二：根据步骤一得到线性化姿态方程，其中系统矩阵参数未知；三：根据得到的线性化姿态方程采用参量李雅普诺夫方程设计Kleinman迭代算法的初始反馈增益K0；四：根据设计的初始反馈增益K0采用数据驱动的方法，设计非合作目标组合体航天器姿态控制器。本发明专利技术用于航天器控制领域。

【技术实现步骤摘要】
一种非合作目标组合体航天器的数据驱动姿态控制器设计方法
本专利技术涉及航天器控制领域，具体涉及非合作目标组合体航天器的数据驱动姿态控制器设计方法。
技术介绍
在轨服务任务中，涉及到越来越多的非合作目标航天器。因为非合作目标航天器的众多参数都是未知的，因此在和服务航天器对接形成组合体之后，必然会造成新组合体质量质心位置、惯量参数的未知，同时给系统引入未知动量，给服务航天器带来很明显的扰动，航天器的姿态可能瞬间发生巨大的改变，原航天器的姿态控制系统很难在较短的时间内实现姿态稳定，这将给航天器在太空中相关任务的执行或者在轨稳定运行带来很多困扰，甚至可能导致航天器控制系统的崩溃。因此，维持姿态系统的稳定是服务航天器与非合作目标对接后能够正常工作的前提，如何消除并预防非合作目标给新组合体姿态控制造成的影响是至关重要的。但是，由于非合作目标组合体航天器的众多参数未知，依然采用动量轮或喷气装置按照预定的控制逻辑进行控制，则无法保证组合体航天器姿态稳定，因此需要采用一种新的方法，避开航天器自身的系统参数，设计组合体航天器姿态稳定控制器。
技术实现思路
本专利技术的目的是为了解决设计非合作目标组合体航天器姿态稳定控制器时，组合体航天器参数未知，导致航天器设计过程复杂的缺点，而提出一种非合作目标组合体航天器的数据驱动姿态控制器设计方法。一种非合作目标组合体航天器的数据驱动姿态控制器设计方法包括以下步骤：步骤一：建立非合作目标组合体航天器姿态控制的姿态运动学方程与姿态动力学方程；步骤二：根据步骤一建立的非合作目标组合体航天器姿态控制的姿态运动学方程与姿态动力学方程得到线性化姿态方程，其中系统矩阵参数未知；步骤三：根据步骤二得到的线性化姿态方程采用参量李雅普诺夫方程设计Kleinman迭代算法的初始反馈增益K0；步骤四：根据步骤三设计的初始反馈增益K0采用数据驱动的方法，设计非合作目标组合体航天器姿态控制器。本专利技术的有益效果为：本专利技术提出基于参量Lyapunov方程的非合作目标组合体航天器的数据驱动姿态控制器设计方法。本专利技术所提出的方法最显著的优点是，针对参数未知情况下的非合作目标组合体航天器姿态控制系统，设计者将Kleinman迭代算法的思想引入到航天器姿态控制器设计过程中，通过适当的等效变换，有效避开了系统参数矩阵和，直接利用系统的输入输出数据进行迭代，从而获得使组合体航天器姿态控制系统稳定的线性全局镇定近似最优控制器。通过步骤二设计的基于参量Lyapunov方程，设计了一类控制器，在不依赖系统参数的具体值的情况下，使得线性化系统在稳定的前提下，达到一定收敛速度。并作为初始控制器以启动步骤三中所提出的最优控制器迭代方法，得到使非合作目标组合体航天器姿态控制系统稳定的线性全局镇定近似最优控制器，并且控制器效果说明：仿真结果中，图2和图3可以看出在经过20次迭代后，即可得到使组合体航天器姿态控制系统稳定的近似最优控制器。图4-图10的对比中可以显示所的控制器的控制效果与理论最优控制器相近。附图说明图1是地心惯性坐标系和卫星参考坐标系示意图；图2是迭代过程中Pk和P*之间差异的变化曲线图；图3是迭代过程中Kk和K*之间差异的变化曲线图；图4是姿态运动学方程和姿态动力学方程状态q1的变化曲线图；图5是姿态运动学方程和姿态动力学方程状态q2的变化曲线图；图6是姿态运动学方程和姿态动力学方程状态q3的变化曲线图；图7是航天器的角速度ωx的变化曲线图；图8是航天器的角速度ωy的变化曲线图；图9是航天器的角速度ωz的变化曲线图；图10是采用迭代方法和理论求解方法，姿态运动学方程和姿态动力学方程能量消耗情况曲线图；图11是姿态运动学方程和姿态动力学方程控制输入u的变化曲线图。具体实施方式具体实施方式一：一种非合作目标组合体航天器的数据驱动姿态控制器设计方法包括以下步骤：步骤一：建立非合作目标组合体航天器姿态控制的姿态运动学方程与姿态动力学方程；步骤二：根据步骤一建立的非合作目标组合体航天器姿态控制的姿态运动学方程与姿态动力学方程得到线性化姿态方程，其中系统矩阵参数未知；步骤三：根据步骤二得到的线性化姿态方程采用参量李雅普诺夫方程设计Kleinman迭代算法的初始反馈增益K0；步骤四：根据步骤三设计的初始反馈增益K0采用数据驱动的方法，设计非合作目标组合体航天器姿态控制器。具体实施方式二：本实施方式与具体实施方式一不同的是：所述步骤一中建立非合作目标组合体航天器姿态控制的姿态运动学方程与姿态动力学方程的具体过程为：(1)坐标系定义：定义地心赤道惯性坐标系为OXiYiZi，其中坐标系的原点设在地心O处，OXi轴在赤道平面内指向春分点，Oi垂直于赤道平面指向地球北极，OYi与OXi和OZi两轴构成右手垂直坐标系；轨道坐标系为O′XoYoZo，坐标原点位于航天器的质心，O′Xo处于轨道平面，垂直于O′Zo轴并且指向航天器速度方向，O′Zo指向地心，O′Yo与轨道平面相互垂直，且同O′Xo与O′Zo组成右手坐标系；卫星本体坐标系为O′XbYbZb，其坐标原点位于航天器的质心，O′Xb、O′Yb、O′Zb分别为航天器的惯量主轴；在轨道坐标系O′XbYbZb下描述航天器的姿态，若航天器姿态达到期望位置，则航天器本体坐标和轨道坐标完成重合；(2)建立航天器姿态控制系统的姿态运动学与姿态动力学模型；四元数姿态矩阵：姿态运动学方程：其中，所述q是四元数q1、q2、q3、q4为四元数的四个分量，e＝[exeyez]T是欧拉轴，四元数向量部分q＝[q1q2q3]T，I3表示3阶单位矩阵，ex，ey和ez分别表示欧拉轴e在参考坐标系下的x轴、y轴和z轴的余弦，Φ是欧拉转角，q×是相应的叉积运算，表示为：设航天器本体坐标系O′XbYbZb相对于轨道坐标系O′XoYoZo在X轴，Y轴和Z轴上的相对位置分量分别是x,y,z，cx、cy和cz分别表示姿态矩阵C在O′Xo、O′Yo和O′Zo方向的分量；ωr＝[ωrxωryωrz]T是卫星本体坐标系O′XbYbZb相对于轨道坐标系O′XoYoZo的相对角速度，ωrx，ωry和ωrz分别表示角速度ωr在O′Xo、O′Yo和O′Zo方向的分量；姿态动力学方程：I＝diag{IxIyIz}是航天器的转动惯量，Ix、Iy和Iz是转动惯量在O′Xb、O′Yb和O′Zb方向的分量，ω＝[ωxωyωz]T是航天器本体坐标系O′XbYbZb相对地心赤道惯性坐标系OXiYiZi的角速度，ωx，ωy和ωz分别表示角速度ω在OXi、OYi和OZi的分量，向量ωr和ω满足：ωr＝ω+ω0cy(3)表示卫星绕地球旋转的角速度，μ＝3.986×1014m3/s2是地球引力常数，r是卫星环绕轨道的半长轴；Tc＝[TcxTcyTcz]T是航天器的控制力矩，Tcx，Tcy和Tcz分别表示控制力矩在O′Xb、O′Yb和O′Zb方向的分量；向量Tg是航天器的重力梯度力矩：其中Tgx，Tgy和Tgz分别表示重力梯度力矩在O′Xb、O′Yb和O′Zb方向的分量。其它步骤及参数与具体实施方式一相同。具体实施方式三：本实施方式与具体实施方式一或二不同的是：所述步骤二中根据步骤一建立的非合作目标组合体航天器姿态控制的姿态运动学方程与姿态动力学方程得到线性化姿态方程的具体本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种非合作目标组合体航天器的数据驱动姿态控制器设计方法，其特征在于：所述非合作目标组合体航天器的数据驱动姿态控制器设计方法包括以下步骤：步骤一：建立非合作目标组合体航天器姿态控制的姿态运动学方程与姿态动力学方程；步骤二：根据步骤一建立的非合作目标组合体航天器姿态控制的姿态运动学方程与姿态动力学方程得到线性化姿态方程；步骤三：根据步骤二得到的线性化姿态方程采用参量李雅普诺夫方程设计Kleinman迭代算法的初始反馈增益K0；步骤四：根据步骤三设计的初始反馈增益K0采用数据驱动的方法，设计非合作目标组合体航天器姿态控制器。

【技术特征摘要】
1.一种非合作目标组合体航天器的数据驱动姿态控制器设计方法，其特征在于：所述非合作目标组合体航天器的数据驱动姿态控制器设计方法包括以下步骤：步骤一：建立非合作目标组合体航天器姿态控制的姿态运动学方程与姿态动力学方程；步骤二：根据步骤一建立的非合作目标组合体航天器姿态控制的姿态运动学方程与姿态动力学方程得到线性化姿态方程；步骤三：根据步骤二得到的线性化姿态方程采用参量李雅普诺夫方程设计Kleinman迭代算法的初始反馈增益K0；步骤四：根据步骤三设计的初始反馈增益K0采用数据驱动的方法，设计非合作目标组合体航天器姿态控制器。2.根据权利要求1所述一种非合作目标组合体航天器的数据驱动姿态控制器设计方法，其特征在于：所述步骤一中建立非合作目标组合体航天器姿态控制的姿态运动学方程与姿态动力学方程的具体过程为：(1)坐标系定义：定义地心赤道惯性坐标系为OXiYiZi，其中坐标系的原点设在地心O处，OXi轴在赤道平面内指向春分点，OZi垂直于赤道平面指向地球北极，OYi与OXi和OZi两轴构成右手垂直坐标系；轨道坐标系为O′XoYoZo，坐标原点位于航天器的质心，O′Xo处于轨道平面，垂直于O′Zo轴并且指向航天器速度方向，O′Zo指向地心，O′Yo与轨道平面相互垂直，且同O′Xo与O′Zo组成右手坐标系；卫星本体坐标系为O′XbYbZb，其坐标原点位于航天器的质心，O′Xb、O′Yb、O′Zb分别为航天器的惯量主轴；(2)建立航天器姿态控制系统的姿态运动学与姿态动力学模型；四元数姿态矩阵：姿态运动学方程：其中，所述q是四元数q＝[q1q2q3q4]T，q1、q2、q3、q4为四元数的四个分量，e＝[exeyez]T是欧拉轴，四元数向量部分q＝[q1q2q3]T，I3表示3阶单位矩阵，ex，ey和ez分别表示欧拉轴e在参考坐标系下的x轴、y轴和z轴的余弦，Φ是欧拉转角，q×是叉积运算，表示为：设航天器本体坐标系O′XbYbZb相对于轨道坐标系O′XoYoZo在X轴，cx、cy和cz分别表示姿态矩阵C在O′Xo、O′Yo和O′Zo方向的分量；ωr＝[ωrxωryωrz]T是卫星本体坐标系O′XbYbZb相对于轨道坐标系O′XoYoZo的相对角速度，ωrx，ωry和ωrz分别表示角速度ωr在O′Xo、O′Yo和O′Zo方向的分量；姿态动力学方程：I＝diag{IxIyIz}是航天器的转动惯量，Ix、Iy和Iz是转动惯量在O′Xb、O′Yb和O′Zb方向的分量，ω＝[ωxωyωz]T是航天器本体坐标系O′XbYbZb相对地心赤道惯性坐标系OXiYiZi的角速度，ωx，ωy和ωz分别表示角速度ω在OXi、OYi和OZi的分量，向量ωr和ω满足：ωr＝ω+ω0cy(3)表示卫星绕地球旋转的角速度，μ＝3.986×1014m3/s2是地球引力常数，r是卫星环绕轨道的半长轴；Tc＝[TcxTcyTcz]T是航天器的控制力矩，Tcx，Tcy和Tcz分别表示控制力矩在O′Xb、O′Yb和O′Zb方向的分量；向量Tg是航天器的重力梯度力矩：其中Tgx，Tgy和Tgz分别表示重力梯度力矩在O′Xb、O′Yb和O′Zb方向的分量。3.根据权利要求1或2所述一种非合作目标组合体航天器的数据驱动姿态控制器设计方法，其特征在于：所述步骤二中根据步骤一建立的非合作目标组合体航天器姿态控制的姿态运动学方程与姿态动力学方程得到线性化姿态方程的具体过程为：在平衡点q*＝[0001]T和ω*＝[0-ω00]T处线性化姿态运动学方程(1)与姿态动力学方程(2)得到：其中为q1的一阶导数，为q2的一阶导数，为q3的一阶导数，ω0表示航天器绕地球旋转的角速度，为ωrx的一阶导数，为ωry的一阶导数，为ωrz的一阶导数；航天器滚转角ψ，俯仰角θ，偏航角与四元数q之间的关系为：其中t为时间；建立线性化姿态方程的具体过程为：选...

【专利技术属性】
技术研发人员：周彬，李冬旭，姜怀远，段广仁，
申请(专利权)人：哈尔滨工业大学，
类型：发明
国别省市：黑龙江,23