一种适用于敏捷卫星姿态确定的状态反馈鲁棒非脆弱控制方法，本发明专利技术涉及卫星姿态确定的状态反馈鲁棒非脆弱控制方法。本发明专利技术的目的是为了解决现有控制器的脆弱性高及控制输入受限的问题。通过以下技术方案实现的：步骤一、根据卫星姿态动力学方程，在模型参数不确定性ΔA、外界干扰力矩w(t)、控制器增益摄动及陀螺漂移d(t)的情况下，获得卫星姿态系统状态方程；步骤二、根据卫星姿态系统状态方程，获得状态反馈控制器增益矩阵K；步骤三、给定卫星初始姿态x(0)，根据状态反馈控制器增益矩阵K，获得理论控制输入力矩u(t)；判断理论控制输入力矩是否小于实际控制输入力矩上限，进而确定卫星在tk时刻的姿态。本发明专利技术应用于卫星领域。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及卫星姿态确定的状态反馈鲁棒非脆弱控制方法。
技术介绍
敏捷卫星姿态控制系统的设计非常复杂，其控制精度和控制效率对于卫星的飞行 任务起着非常关键的作用。由于敏捷卫星工作环境中通常存在很多干扰因素，如模型参数 不确定性、陀螺漂移、外界干扰力矩、控制器增益摄动等，这些因素会影响卫星的工作性能， 因此需要设计高性能的控制器。在控制系统中，鲁棒性主要指抵抗外界扰动使自身保持稳 定性的能力较强，而脆弱性是由于控制器自身摄动引起的，对自身参数变化较敏感。在设计 卫星姿态系统的鲁棒非脆弱控制器时，所遇到的一个不可忽略的问题便是系统的控制输入 受限，导致现有控制器的脆弱性高及控制输入受限。
技术实现思路
本专利技术的目的是为了解决现有控制器的脆弱性高及控制输入受限的问题，而提出 了。 上述的专利技术目的是通过以下技术方案实现的： 步骤一、根据卫星姿态动力学方程，在模型参数不确定性A A、外界干扰力矩 w(t)、控制器增益摄动及陀螺漂移d(t)的情况下，获得卫星姿态系统状态方程； 步骤二、根据卫星姿态系统状态方程，获得状态反馈控制器增益矩阵K ; 步骤三、给定卫星初始姿态X (0)，根据状态反馈控制器增益矩阵K，获得理论控制 输入力矩u (t);判断理论控制输入力矩是否小于实际控制输入力矩上限，进而确定卫星在 tk时刻的姿态，实际控制输入力矩上限是由执行机构确定的。 专利技术效果 采用本专利技术的，卫 星在姿态控制过程中考虑了模型参数不确定性、陀螺漂移、外界干扰力矩、控制器增益摄动 因素的影响，将这些不确定因素考虑进卫星姿控系统状态方程，根据系统状态方程中的已 知系数矩阵，提出了三个线性矩阵不等式，利用LMI工具箱中的mincx函数求解线性矩阵不 等式约束下的凸优化问题，进而获得状态反馈鲁棒非脆弱控制器的增益矩阵，从而解决了 控制器的脆弱性高的问题，外加对理论控制输入力矩进行饱和处理，解决了控制输入受限 的问题。在同时考虑模型参数不确定性、陀螺漂移、外界干扰力矩以及控制器加法式增益摄 动时，可得到卫星的姿态角、姿态角速度以及执行机构提供的控制输入力矩，如图2-图4所 示。可以看出，所设计的鲁棒非脆弱控制器可以使卫星闭环姿态控制系统在15s内达到稳 定状态，并且在该控制器作用下，卫星的控制输入力矩最大值不超过0. 25Nm。在卫星姿态控 制领域还没有提到非脆弱控制这个方面；图5的控制输入力矩上限超过了 0. 25Nm，图4的 控制输入力矩上限没有超过〇? 25Nm。【附图说明】 图1为状态反馈鲁棒非脆弱控制器控制的流程图； 【具体实施方式】【具体实施方式】 一：结合图1说明本实施方式，一种适用于敏捷卫星姿态确定的状 态反馈鲁棒非脆弱控制方法，其特征在于，一种适用于敏捷卫星姿态确定的状态反馈鲁棒 非脆弱控制方法具体是按以下步骤进行的： 步骤一、根据卫星姿态动力学方程，在模型参数不确定性A A、外界干扰力矩 w(t)、控制器增益摄动及陀螺漂移d(t)的情况下，获得卫星姿态系统状态方程； 步骤二、根据卫星姿态系统状态方程，获得状态反馈控制器增益矩阵K;步骤三、给定卫星初始姿态X(O)，根据状态反馈控制器增益矩阵K，获得理论控制 输入力矩u (t);判断理论控制输入力矩是否小于实际控制输入力矩上限，进而确定卫星在 tk时刻的姿态，实际控制输入力矩上限是由执行机构确定的。【具体实施方式】 二：本实施方式与一不同的是：所述步骤一中根据卫 星姿态动力学方程，在模型参数不确定性A A、外界干扰力矩w(t)、控制器增益摄动及陀螺 漂移d(t)的情况下，获得卫星姿态系统状态方程，具体过程为： 卫星姿态动力学方程为： 式中，Ix为卫星轨道坐标系X轴转动惯量，I y为卫星轨道坐标系y轴转动惯量，I z 为卫星轨道坐标系Z轴转动惯量，Ox为卫星轨道坐标系X轴卫星姿态角速度，《 y为卫星 轨道坐标系y轴卫星姿态角速度，《 z为卫星轨道坐标系Z轴卫星姿态角速度，T 卫星轨 道坐标系X轴的控制输入力矩，Tey为卫星轨道坐标系y轴的控制输入力矩，T ez为卫星轨道 坐标系z轴的控制输入力矩，Tgx为卫星轨道坐标系X轴重力梯度力矩，T gy为卫星轨道坐标 系y轴重力梯度力矩，Tgz为卫星轨道坐标系z轴重力梯度力矩，T dx为卫星轨道坐标系X轴 外界干扰力矩，Tdy为卫星轨道坐标系y轴外界干扰力矩，T dz为卫星轨道坐标系z轴外界干 扰力矩，勿为卫星轨道坐标系X轴角速度的一阶导数，今为卫星轨道坐标系y轴角速度的 一阶导数，4为卫星轨道坐标系z轴角速度的一阶导数；其中， 式中，#为@的二阶导数，I为0的二阶导数，:#为it的二阶导数；在模型参数不确定性A A、外界干扰力矩w(t)、控制器增益摄动及陀螺漂移d(t) 的情况下，定义状态变量为Al〇=i> 0 p S玫f，利用星敏感器和陀螺仪等测量仪 器测得输出变量为少(〇 =[识#餐A % 将上述姿态动力学方程线性化，得出卫 星姿态系统状态方程：式中，u (t)为理论控制输入力矩，w (t)为外界干扰力矩，z (t)为控制输出变量， 々⑴为t时刻状态变量的一阶导数，y (t)为t时刻的输出变量，X (t)为t时刻的状态变量， B1为控制输入系数矩阵，B 2为外界干扰系数矩阵，C i为可测输出中状态系数矩阵，C 2为控制 输出中状态系数矩阵，D1为陀螺漂移系数矩阵，D 2为可测输出中常值矩阵，A为模型系数矩 阵，A A为模型参数不确定性，其形式为 AA=M1F1(t)N1 (6) ^I 式中，M1为确定AA行数的已知常数实矩阵，N1为确定AA列数的已知常数实矩 阵，F1U)为确定AA变化快慢的未知矩阵，I为单位对角阵，T为矩阵转置符号； 定义陀螺漂移为常值漂移： 式中，T为矩阵转置符号，I3x3为3X3的对角单位阵，I6X6为6X6的对角单位阵， Oix4为IX4的零矩阵，0 3X3为3X3的零矩阵，B为由轨道角速度确定的常数实矩阵，0 2X2为 2X2的零矩阵，0为1X1的零矩阵，为由Ix的逆、I y的逆和I z的逆构成的 对角阵。 其它步骤及参数与【具体实施方式】一相同。【具体实施方式】 三：本实施方式与一或二不同的是：所述步骤二中根 据卫星姿态系统状态方程，获得状态反馈控制器增益矩阵K ;具体过程为： 设计状态反馈鲁棒非脆弱控制器为： u(t)= (K+AK)X(t) (7) 式中，u (t)为理论控制输入力矩，K为标准控制器增益矩阵，AK为控制器增益摄 动，且满足：S/厂, 式中，I为单位对角阵，IU为给定常数，因为状态反馈鲁棒非脆弱控制器（7)对控 制器的增益摄动具有一定的鲁棒性，被称为非脆弱控制器， 此处仅考虑控制器增益的加法式摄动情况，有： AK = M当前第1页1 2 3 本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种适用于敏捷卫星姿态确定的状态反馈鲁棒非脆弱控制方法，其特征在于，一种适用于敏捷卫星姿态确定的状态反馈鲁棒非脆弱控制方法具体是按以下步骤进行的：步骤一、根据卫星姿态动力学方程，在模型参数不确定性ΔA、外界干扰力矩w(t)、控制器增益摄动及陀螺漂移d(t)的情况下，获得卫星姿态系统状态方程；步骤二、根据卫星姿态系统状态方程，获得状态反馈控制器增益矩阵K；步骤三、给定卫星初始姿态x(0)，根据状态反馈控制器增益矩阵K，获得理论控制输入力矩u(t)；判断理论控制输入力矩是否小于实际控制输入力矩上限，进而确定卫星在tk时刻的姿态，实际控制输入力矩上限是由执行机构确定的。
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：孙兆伟，石珂珂，刘闯，叶东，
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
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