一种基于干扰观测器的挠性卫星轨迹线性化姿态控制方法，本发明专利技术涉及基于干扰观测器的挠性卫星轨迹线性化姿态控制方法。本发明专利技术是为了解决单一的轨迹线性化控制方法对干扰的抑制能力不强、鲁棒性较差，未考虑到外部干扰以及挠性附件影响的问题。本发明专利技术用欧拉角描述航天器姿态，采用等效干扰的思想，建立挠性航天器动力学和运动学方程；忽略等效干扰的情况下求被控对象的伪逆，设计特定形式的准微分器，得到期望轨迹的名义控制；用比例—积分控制设计线性时变调节器。考虑等效干扰的影响，设计干扰观测器，保证挠性航天器的跟踪误差渐近收敛。本发明专利技术提高了系统的抗干扰能力，增强了系统的鲁棒性。本发明专利技术应用于挠性卫星的姿态控制领域。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及基于干扰观测器的挠性卫星轨迹线性化姿态控制方法。
技术介绍
随着时代的发展和社会的进步，人类对外太空的探索已经上升到一个新的高度。 中国已经跨入了空间大国的行列。航天技术对于国民经济、国防建设、文化教育和科学研究 起到至关重要的作用，是国家综合实力的集中体现。 航天技术是将航天学的理论应用于航天器和运载器的研究、设计、制造、试验、发 射、飞行、返回、控制、管理等工航天工程实践而形成的一门综合性工程技术。卫星系统包括 七部分:位置与姿态控制系统、天线系统、转发器系统、遥测指令系统、电源系统、温控系统 以及入轨和推进系统。其中姿态控制系统决定了卫星的跟踪性能，是卫星顺利完成太空任 务的重要保障。由于太空探索的领域不断拓宽，探索任务难度不断加大，航天器的结构也呈现复 杂化的趋势，不可避免地受到各种干扰力矩以及参数不确定性的影响。外部及自身的干扰 很大程度上影响了航天器的工作性能，加大了姿态控制的难度。并且干扰的数学模型不易 清晰描述。因此挠性航天器的干扰抑制问题是航天领域的研究热点，直接决定了卫星的控 制精度。 针对航天器的干扰抑制问题，国内外学者进行了深入研究，提出了很多控制算法， 现将部分控制算法介绍如下： Hua Liu等人 (Liu H，Guo L,Zhang Y.An anti-disturbance PD control scheme for attitude control and stabilization of flexible spacecrafts ? Nonlinear Dynamics,2012,67(3):2081-2088)针对烧性航天器的干扰问题设计了干扰观 测器和ro控制器，抑制了两种不同的干扰，提高了航天器的控制精度和姿态稳定性。虽然基 于PID的控制算法对于线性系统的控制性能良好，但是对于复杂非线性系统和复杂信号追 踪具有很大的局限性，在对干扰的抑制方面鲁棒性不强，必须结合其他算法才能达到控制 要求。 钱勇等人(钱勇，满顺强.基于变结构控制减小扫描镜运动对卫星姿态的影响 分析.上海航天，2013,29(6) :7-10)利用解耦变结构控制器对静止轨道卫星进行控制， 考虑了星上载荷的扫描镜和卫星本体间的耦合，对四元数四个分量分别设计滑动模态，避 免了奇异问题态的影响。由仿真结果可看出，采用变结构控制可以提高姿态角的跟踪精度 和稳定性，很大程度减小了扫描镜运动对卫星产生的干扰。但是由于变结构控制相当于起 到开关作用，控制不连续，很容易导致抖振，而抖振易激发系统的未建模特性，从而影响了 系统的控制性能。 朱亮等人(Shao X，Wang H.A Novel Method of Robust Trajectory Linearization Control Based on Disturbance Rejection.Mathematical Problems in Engineering，2014，2014)利用轨迹线性化控制（TLC)方法和神经网络技术设计了直接 自适应TLC控制方案，通过仿真可以看出，通过神经网络的作用提高了系统的性能，弥补了 之前TLC的不足。但是很多基于轨迹线性化的控制算法未考虑外界干扰及自身参数不确定 性影响，导致系统的鲁棒性较差。 Zheng Zhu等人(周军.航天器控制原理.西北工业大学出版社，2001)设计了扩 张状态观测器来实现对刚体航天器干扰的观测。由于星体存在燃料消耗，质量时变，星体的 转动惯量无法确定，同时，外部干扰不可忽略。Zheng Zhu等人设计滑模控制器保证了参考 姿态状态的收敛性。从仿真结果可以看出，此控制方法具有良好的控制性能，姿态跟踪精度 较高。但是，该文献是针对刚体卫星进行设计，未考虑挠性部件的影响。方案一： 文献 (Zhu Z，Xia Y，Fu M，et al .Attitude tracking of rigid spacecraft based on extended state observer·Systems and Control in Aeronautics and Astronautics(ISSCAA)，20103rd International Symposium on .IEEE,2010:621-626)提 出了一种基于扩张状态观测器的卫星姿态控制方法。首先用四元数建立卫星动力学方程， 基于该模型设计滑模控制算法。针对转动惯量不确定性和外部干扰设计状态观测器，将干 扰的估计值带入之前设计的控制律中，实现了对卫星的跟踪控制。方案具体内容如下： (1)卫星动力学模型：用四元数表示卫星动力学模型，减少了奇异点的影响。引入误差四元数，将控制目 标转换为在有限时间内误差四元数收敛到0。定义 χ = ω+Κθν (71)其中ev代表误差四元数向量部分。通过式(71)，将控制目标变为在有限时间内使 变量X收敛到〇。考虑到卫星转动惯量的不确定性，将转动惯量J表示为J = J〇+AJ，其中Jo表 示常量部分，AJ表示不确定部分。采用等效误差的思想，将外部误差和转动惯量不确定部 分合并，用g表示。则卫星动力学模型可以简化为 (72) (2)设计滑模控制律选择滑模面 S = C2x，其中，S = T e R3，C2 e R3X3。选择趋近律 _, (73) 保证了滑模到达条件。由于(74) 求得控制律(15) (3)设计观测器 由于等效干扰i是未知的，所以需要观测器对其进行估计。引入新的变量X2代表系 统总的干扰2,则式(37)可以写成如下形式：<76) 其中g(t)代表总干扰3的微分，仍然是未知的。二阶扩张状态观测器设计如下：(77) 式中Ei代表观测器的估计误差，观测器的输出向量，Μ和β〇2是观测器的 增益，函数fal( ·)定义如下 (78) (79 式中 〇〈αι〈1，δ>〇。 选取合适的参数，可以保证状态观测器的输出&等于状态X，输出Ζ2等于孑。 因此，将控制律式(75)进一步完善得到 ueso (t) = (C2Bo)(- τ S-σ s gn (S) -C2F-C2Z2) (80) 系统在此控制律作用下有较强的抗干扰能力和鲁棒性，可以很好的实现姿态跟 足示。方案的缺点描述如下：根据系统的动力学模型可知，系统未考虑卫星帆板的挠性振动的影响，没有模态 方程，把卫星作为刚体进行控制律设计。但是实际卫星挠性部件对系统影响很大，破坏系统 的动态性能，甚至导致系统不稳定。 方案二： 文献(Zhi W，Bao_hua L.Compound control system design based on backstepping techniques and neural network sliding mode for flexible satel1ite·Computer Design and Applications(ICCDA),2010International Conference on. IEEE，2010，2: V2-418-V2-422)针对有挠性部件的航天器设计变结构控制 律，利用三级滑模控制，有效抑制了外部干扰，使航天器跟踪误差为0。同时，本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种基于干扰观测器的挠性卫星轨迹线性化姿态控制方法，其特征在于，所述基于干扰观测器的挠性卫星轨迹线性化姿态控制方法包括以下步骤：步骤一：挠性航天器动力学建模，得到模型为Jω·+ω×Jω=T+d~]]> (14)η··+Cη·+Kη+δTω·=0]]>其中ω＝[ωx ωy ωz]T∈R3为航天器本体角速度，ωx、ωy、ωz分别为航天器本体系相对于惯性系角速度在本体坐标系滚动轴、俯仰轴和偏航轴方向投影；ω×为0-ωzωyωz0-ωx-ωyωx0,]]>为航天器角加速度，T＝[Tx Ty Tz]T∈R3为航天器滚动轴、俯仰轴和偏航轴的控制力矩，Tx、Ty、Tz为滚动轴方向、俯仰轴方向和偏航轴方向控制力矩，J∈R3×3为航天器的转动惯量，为航天器等效干扰，η∈Rn代表挠性模态坐标，n代表模态阶数，δ∈R3×n代表挠性附件和航天器本体的耦合系数矩阵，C＝diag{2ξiΩi,i＝1,2,…n},分别代表挠性附件振动阻尼系数和频率系数矩阵，ξi,Ωi分别表示挠性附件的第i阶模态阻尼比和模态频率；步骤二：利用步骤一得到的模型，进行航天器名义控制设计；当被控对象的逆不可求时，通过求状态变量的伪逆，得到跟踪系统的名义控制；对将等效干扰忽略，求得系统运动学和动力学模型相对于名义状态变量和的逆，得到T‾x=(Jyy-Jzz)ω‾yω‾z+Jxxω‾·x]]>T‾y=(Jxx-Jzz)ω‾xω‾z+Jyyω‾·y---(16)]]>T‾z=(Jyy-Jxx)ω‾xω‾y+Jzzω‾·z]]>其中所述为航天器本体坐标系相对于轨道坐标系的旋转角速度名义值，为滚动轴方向、俯仰轴方向和偏航轴方向名义控制力矩，Jxx、Jyy、Jzz为航天器沿滚动轴、俯仰轴和偏航轴的转动惯量；公式(15)和式(16)可以精确表示出控制变量的逆；步骤三：利用步骤二求得系统运动学和动力学模型相对于名义状态变量和的逆，设计跟踪误差的线性时变调节器，求得状态反馈控制律u1和u2；步骤四：根据步骤三得到的状态反馈控制律u2，设计非线性干扰观测器，将观测器的输出作为系统控制律的一部分；得到整个系统的控制律...
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：马广富，孙延超，耿远卓，马晶晶，李传江，邱爽，
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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