一种基于角加速度前馈的滑模变结构复合控制方法技术

一种基于角加速度前馈的滑模变结构复合控制方法，计算线性误差滑模面函数，然后计算边界层厚度，再计算基于角加速度前馈的控制力矩，最后根据控制力矩计算出对应执行机构的控制指令。本发明专利技术设计了由四元数偏差和姿态角速度偏差组成的线性误差滑模面，保证系统能够正常的沿滑模面运动，采取了边界层函数代符号函数的处理方法，可以有效的降低系统的抖震，提高单机的使用寿命和系统良好的机电平稳性，还对机动过程中的耦合力矩和角动量进行了补偿，提高了控制精度。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种基于角加速度前馈的滑模变结构复合控制方法。
技术介绍
随着卫星功能增强，星上携带的挠性附件面积尺寸越来越大，带来的影响是附件的挠性基频变得更低，耦合作用变大。随着卫星对平台姿态机动能力需求提高，星上配置大力矩的执行结构，如控制力矩陀螺群。这种大力矩执行机构输出力矩大，在姿态机动过程中容易激起挠性附件的振动，使得快速稳定时间变长。
技术实现思路
本专利技术提供一种基于角加速度前馈的滑模变结构复合控制方法，能够实现卫星按照设计好的过程轨迹进行快速姿态机动，能有效抑制挠性附件的挠性振动，大幅缩短姿态快速稳定的时间，简单可靠，运算量小，工程易于实现。为了达到上述目的，本专利技术提供一种基于角加速度前馈的滑模变结构复合控制方法，包含以下步骤：步骤S1、计算线性误差滑模面函数；步骤S2、计算边界层厚度；步骤S3、计算基于角加速度前馈的控制力矩；步骤S4、根据控制力矩计算出对应执行机构的控制指令。所述的步骤S1中，计算线性误差滑模面函数的步骤包含：步骤S1.1、计算滑模面系数；Ki=kbiωf_min2×1.5538ζi,i=x,y,z]]>其中，kbi是系统带宽与挠性附件基频的隔离倍数；ωf_min是挠性附件基频；ζi是系统阻尼系数；步骤S1.2、计算滑模面函数；三个方向设计滑模面的形式如下：Si＝Kiqe+Ωe,i＝x,y,z其中，qe＝qv-qvd是四元数矢量误差，qv是当前测量得到的星体四元数的矢量部分，qvd是规划的姿态机动四元数Qd的矢量部分；是姿态角速度误差，是当前测量得到的星体姿态角速度，ωd是规划的姿态机动角速度。所述的步骤S2中，计算边界层厚度的步骤包含：ϵi=Tres_i4ζi2IiiKi,i=x,y,z]]>其中，Tres_i是系统预留的力矩；ζi是系统阻尼系数；Iii是系统三个方向的主惯量；Ki是滑模面系数。所述的步骤S3中，计算基于角加速度前馈的控制力矩的步骤包含：步骤S3.1、计算控制力矩：Tci′=Tres_iSi>ϵiTres_iSiϵi|Si|<ϵi-Tres_iSi<-ϵi,i=x,y,z]]>步骤S3.2、控制力矩中加入角加速度前馈：Tci'＝Tci'-Iiαdi,i＝x,y,z其中，αdi是规划的姿态机动角加速度指令；步骤S3.3、进行力矩补偿：Tc=Tc′-I(ω^r×R(q^ao)0-ω00)]]>其中，I是三轴转动惯量矩阵；ω0是轨道角速度；表示对应的姿态矩阵；步骤S3.4、在稳定状态下进行角动量耦合补偿：Tc＝Tc-ω×(H-Hz0)其中，ω是陀螺测量得到的惯性角速度；H是当前执行机构的角动量；Hz0是系统稳态时偏置的三轴角动量。本专利技术设计了由四元数偏差和姿态角速度偏差组成的线性误差滑模面，保证系统能够正常的沿滑模面运动，采取了边界层函数代符号函数的处理方法，可以有效的降低系统的抖震，提高单机的使用寿命和系统良好的机电平稳性，还对机动过程中的耦合力矩和角动量进行了补偿，提高了控制精度。附图说明图1是本专利技术提供的一种基于角加速度前馈的滑模变结构复合控制方法的流程图。具体实施方式以下根据图1具体说明本专利技术的较佳实施例。如图1所示，本专利技术提供一种基于角加速度前馈的滑模变结构复合控制方法，包含以下步骤：步骤S1、计算线性误差滑模面函数；步骤S2、计算边界层厚度；步骤S3、计算基于角加速度前馈的控制力矩；步骤S4、根据控制力矩计算出对应执行机构的控制指令。所述的步骤S1中，计算线性误差滑模面函数的步骤包含：步骤S1.1、计算滑模面系数；Ki=kbiωf_min2×1.5538ζi,i=x,y,z]]>其中，kbi是系统带宽与挠性附件基频的隔离倍数，可取为0.05-0.5，通过地面遥控参数可修改；ωf_min是挠性附件基频；ζi是系统阻尼系数，可取为0.1-2，通过地面遥控参数可修改；步骤S1.2、计算滑模面函数；三个方向设计滑模面的形式如下：Si＝Kiqe+Ωe,i＝x,y,z其中，qe＝qv-qvd是四元数矢量误差，qv是当前测量得到的星体四元数的矢量部分，qvd是规划的姿态机动四元数Qd的矢量部分；是姿态角速度误差，是当前测量得到的星体姿态角速度，ωd是规划的姿态机动角速度。所述的步骤S2中，计算边界层厚度的步骤包含：ϵi=Tres_i4ζi2IiiKi,i=x,y,z]]>其中，Tres_i是系统预留的力矩，根据实际执行机构的能力设定；ζi是系统阻尼系数；Iii是系统三个方向的主惯量；Ki是滑模面系数。所述的步骤S3中，计算基于角加速度前馈的控制力矩的步骤包含：步骤S3.1、计算控制力矩：Tci′=Tres_iSi>ϵiTres_iSiϵi|Si|<ϵi-Tres_iSi<-ϵi,i=x,y,z]]>步骤S3.2、控制力矩中加入角加速度前馈：Tci'＝Tci'-Iiαdi,i＝x,y,z其中，αdi是规划的姿态机动角加速度指令；步骤S3.3、进行力矩补偿：Tc=Tc′-I(ω^r×R(q^ao)0-ω00)]]>其中，I是三轴转动惯量矩阵；ω0是轨道角速度；表示对应的姿态矩阵；步骤S3.4、在稳定状态下进行角动量耦合补偿：Tc＝Tc-ω×(H-Hz0)其中，ω是陀螺测量得到的惯性角速度；H是当前执行机构的角动量；Hz0是系统稳态时偏置的三轴角动量。所述的步骤S4中，根据控制力矩计算出对应执行机构的控制指令；在一个实施例中，如用飞轮作为执行机构，则计算出飞轮的转速指令，发送给飞轮；在另一个实施例中，如用单框架控制力矩陀螺群作为执行机构，则计算出控制力矩陀螺外框架的转速指令，发送给控制力矩陀螺。本专利技术设计了由四元数偏差和姿态角速度偏差组成的线性误差滑模面，保证系统能够正常的沿滑模面运动，采取了边界层函数代符号函数的处理方法，可以有效的降低系统的抖震，提高单机的使用寿命和系统良好的机电平稳性，还对机动过程中的耦合力矩和角动量进行了补偿，提高了控制精度。尽管本专利技术的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本专利技术的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本专利技术的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本专利技术的保护范围应由所附的权利要求来限定。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于角加速度前馈的滑模变结构复合控制方法，其特征在于，包含以下步骤：步骤S1、计算线性误差滑模面函数；步骤S2、计算边界层厚度；步骤S3、计算基于角加速度前馈的控制力矩；步骤S4、根据控制力矩计算出对应执行机构的控制指令。

【技术特征摘要】
1.一种基于角加速度前馈的滑模变结构复合控制方法，其特征在于，包含以下步骤：步骤S1、计算线性误差滑模面函数；步骤S2、计算边界层厚度；步骤S3、计算基于角加速度前馈的控制力矩；步骤S4、根据控制力矩计算出对应执行机构的控制指令。2.如权利要求1所述的基于角加速度前馈的滑模变结构复合控制方法，其特征在于，所述的步骤S1中，计算线性误差滑模面函数的步骤包含：步骤S1.1、计算滑模面系数；Ki=kbiωf_min2×1.5538ζi,i=x,y,z]]>其中，kbi是系统带宽与挠性附件基频的隔离倍数；ωf_min是挠性附件基频；ζi是系统阻尼系数；步骤S1.2、计算滑模面函数；三个方向设计滑模面的形式如下：Si＝Kiqe+Ωe,i＝x,y,z其中，qe＝qv-qvd是四元数矢量误差，qv是当前测量得到的星体四元数的矢量部分，qvd是规划的姿态机动四元数Qd的矢量部分；是姿态角速度误差，是当前测量得到的星体姿态角速度，ωd是规划的姿态机动角速度。3.如权利要求2所述的基于角加速度前馈的滑模变结构复合控制方法，其特征在于，所述的步骤S2中，计算边界层厚度的步骤包含：ϵi=...

【专利技术属性】
技术研发人员：钟超，吴敬玉，范季夏，王新，林荣峰，
申请(专利权)人：上海航天控制技术研究所，
类型：发明
国别省市：上海;31