一种优化航天器姿态控制系统鲁棒性的方法及系统技术方案

本发明专利技术公开了一种优化航天器姿态控制系统鲁棒性的方法及系统，该方法和系统通过获取航天器的运动学拟线性参变模型并进行线性化，得到多胞型顶点运动学模型；然后根据所述多胞型顶点运动学模型，确定H无穷虚拟鲁棒控制器；然后获取全局滑模虚拟跟踪控制器，将所述全局滑模虚拟跟踪控制器和所述H无穷虚拟鲁棒控制器相结合，获取虚拟控制器；并根据虚拟控制器，控制航天器姿态控制系统中的输出量在设定误差范围内，进而达到优化所述航天器姿态控制系统的鲁棒性，实现了在外界其他扰动因素下，也能控制航天器姿态控制系统的输出量在设定误差范围内，优化了航天器姿态控制系统鲁棒性，提高了航天器姿态控制系统的稳定性。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及航天器姿态控制系统鲁棒性
，特别是涉及一种优化航天器姿态控制系统鲁棒性的方法及系统。
技术介绍
在敏捷卫星具备的诸多能力中，高性能的姿态机动与稳定控制技术居于核心地位。控制方法在设计之初需要考虑性能优化问题，以提升姿态机动控制响应的快速性和稳定性。鲁棒性为实际控制系统中一项重要的指标。但由于不确定性因素的影响，航天器姿态控制系统的稳定性受到了一定的影响，针对这一问题，近年来，国内外学者采用各种优化策略来优化航天器姿态控制系统的鲁棒性，进而提高航天器姿态控制系统的稳定性，其中，优化航天器的鲁棒性的方法，包括自适应控制，鲁棒H∞控制，滑模变结构优化等。虽然自适应控制需要的不确定性先验条件较少，且参数可以自动调节，但通常自适应方法的参数估计不满足持续激励条件，其参数时变规律也无法使自适应参数的估计收敛于真值，长此以往闭环系统的调节速度变慢，动态品质将下降，因此，基本不采用自适应控制方法来优化航天器的鲁棒性。鲁棒H∞控制优化对多种形式的扰动(包括未建模动态)都具有鲁棒性，且主要优化步骤依靠离线完成。但是，航天器姿态控制系统为非线性系统，而鲁棒H∞控制主要针对线性系统，非线性系统不能直接应用，即鲁棒H∞控制法不能来控制航天器姿态控制系统的输出量在设定误差范围内，从而无法优化航天器姿态控制系统的鲁棒性，进而也无法提高航天器姿态控制系统的稳定性。因此，急需一种方法能够能优化航天器姿态控制系统的鲁棒性，进而提高航天器姿态控制系统的稳定性。
技术实现思路
本专利技术的目的是提供一种用于优化航天器姿态控制系统鲁棒性的方法及系统，能够实现优化航天器姿态控制系统的鲁棒性，提高航天器姿态控制系统的稳定性。为实现上述目的，本专利技术提供了如下方案：一种优化航天器姿态控制系统鲁棒性的方法，所述方法包括：获取航天器的运动学拟线性参变模型；对所述运动学拟线性参变模型线性化处理，得到多胞型顶点运动学模型；根据所述多胞型顶点运动学模型，确定H无穷虚拟鲁棒控制器；获取全局滑模虚拟跟踪控制器；将所述全局滑模虚拟跟踪控制器和所述H无穷虚拟鲁棒控制器相结合，获取虚拟控制器；根据所述虚拟控制器，控制航天器姿态控制系统中的输出量在设定误差范围内，进而达到优化所述航天器姿态控制系统的鲁棒性。可选的，所述获取航天器的运动学拟线性参变模型，具体包括：建立航天器的运动学模型；所述运动学模型为：其中，式(1)、式(2)中的ωe为误差角速度，ω和为在航天器坐标系下的本体角速度和期望角速度，表示航天器Fb系相对于任意目标参考系Fd的坐标变换矩阵，表示航天器误差姿态四元数，ω*为H无穷虚拟鲁棒控制器的输出量；转换所述运动学模型，获取航天器的运动学拟线性参变模型；所述运动学拟线性参变模型为：其中，其中，为航天器姿态控制系统外部干扰，可选的，所述得到多胞型顶点运动学模型，具体包括：根据航天器姿态虚拟反馈控制器，转换所述运动学拟线性参变模型；转换的所述运动学拟线性参变模型为其中，所述航天器姿态虚拟反馈控制器为：ue(t)＝Kxe(t)(5)；为航天器姿态虚拟反馈控制器的输入信号，ue(t)为航天器姿态虚拟反馈控制器的输出信号；采用张量积变换方法，对所述转换运动学拟线性参变模型进行线性化处理，得到多胞型顶点运动学模型；所述多胞型顶点运动学模型为可选的，所述确定H无穷虚拟鲁棒控制器，具体包括：根据多胞型顶点运动学模型，确定H无穷虚拟鲁棒控制器；所述H无穷虚拟鲁棒控制器的表达式为其中，所述H无穷虚拟鲁棒控制器的表达式满足：第一约束条件、第二约束条件以及第三约束条件；其中，所述第一约束条件表示对称正定矩阵P和矩阵Y满足线性矩阵不等式约束条件，所述第二约束条件表示定义从扰动w到航天器姿态控制系统输出的传递函数矩阵H，其中γ满足minγ，且γ＞0；为将时域信号变换成频域信号的函数；I为单位矩阵；s为频域中的复数；所述第三约束条件表示ue(t)满足：可选的，所述获取全局滑模虚拟跟踪控制器，具体包括：采用滑模函数，确定忽略扰动的控制力矩；采用饱和函数，确定抑制扰动的控制力矩；根据所述忽略扰动的控制力矩和所述抑制扰动的控制力矩，获取全局滑模虚拟跟踪控制器。本专利技术还提供了一种优化航天器姿态控制系统鲁棒性的系统，所述系统包括：运动学拟线性参变模型获取模块，用于获取航天器的运动学拟线性参变模型；多胞型顶点运动学模型得到模块，用于对所述运动学拟线性参变模型线性化处理，得到多胞型顶点运动学模型；H无穷虚拟鲁棒控制器确定模块，用于根据所述多胞型顶点运动学模型，确定H无穷虚拟鲁棒控制器；全局滑模虚拟跟踪控制器获取模块，用于获取全局滑模虚拟跟踪控制器；虚拟控制器获取模块，用于将所述全局滑模虚拟跟踪控制器和所述H无穷虚拟鲁棒控制器相结合，获取虚拟控制器；鲁棒性优化模块，用于根据所述虚拟控制器，控制航天器姿态控制系统中的输出量在设定误差范围内，进而达到优化所述航天器姿态控制系统的鲁棒性。可选的，所述运动学拟线性参变模型获取模块，具体包括：航天器的运动学模型建立单元，用于建立航天器的运动学模型；所述运动学模型为：其中，式(1)、式(2)中的ωe为误差角速度，ω和为在航天器坐标系下的本体角速度和期望角速度，表示航天器Fb系相对于任意目标参考系Fd的坐标变换矩阵，表示航天器误差姿态四元数，ω*为H无穷虚拟鲁棒控制器的输出量；运动学拟线性参变模型获取单元，用于转换所述运动学模型，获取航天器的运动学拟线性参变模型；所述运动学拟线性参变模型为：其中，其中，为航天器姿态控制系统外部干扰，可选的，所述多胞型顶点运动学模型得到模块，具体包括：运动学拟线性参变模型转换单元，用于根据航天器姿态虚拟反馈控制器，转换所述运动学拟线性参变模型；转换的所述运动学拟线性参变模型为其中，所述航天器姿态虚拟反馈控制器为：ue(t)＝Kxe(t)(5)；为航天器姿态虚拟反馈控制器的输入信号，ue(t)为航天器姿态虚拟反馈控制器的输出信号；多胞型顶点运动学模型得到单元，用于采用张量积变换方法，对所述转换运动学拟线性参变模型进行线性化处理，得到多胞型顶点运动学模型；所述多胞型顶点运动学模型为可选的，所述H无穷虚拟鲁棒控制器确定模块，具体包括：H无穷虚拟鲁棒控制器确定单元，用于根据多胞型顶点运动学模型，确定H无穷虚拟鲁棒控制器；所述H无穷虚拟鲁棒控制器的表达式为其中，所述H无穷虚拟鲁棒控制器的表达式满足：第一约束条件、第二约束条件以及第三约束条件；其中，所述第一约束条件表示对称正定矩阵P和矩阵Y满足线性矩阵不等式约束条件，所述第二约束条件表示定义从扰动w到航天器姿态控制系统输出的传递函数矩阵H，其中γ满足minγ，且γ＞0；为将时域信号变换成频域信号的函数；I为单位矩阵；s为频域中的复数；所述第三约束条件表示ue(t)满足：可选的，所述全局滑模虚拟跟踪控制器获取模块，具体包括：忽略扰动的控制力矩确定单元，用于采用滑模函数，确定忽略扰动的控制力矩；抑制扰动的控制力矩确定单元，用于采用饱和函数，确定抑制扰动的控制力矩；全局滑模虚拟跟踪控制器获取单元，根据所述忽略扰动的控制力矩和所述抑制扰动的控制力矩，获取全局滑模虚拟跟踪控制器。根据本专利技术提供的具体实施例，本专利技术公开了以下技术效果：本专利技术公开了一种优化航天器姿态控制系统鲁棒性的方法及系统本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种优化航天器姿态控制系统鲁棒性的方法，其特征在于，所述方法包括：获取航天器的运动学拟线性参变模型；对所述运动学拟线性参变模型线性化处理，得到多胞型顶点运动学模型；根据所述多胞型顶点运动学模型，确定H无穷虚拟鲁棒控制器；获取全局滑模虚拟跟踪控制器；将所述全局滑模虚拟跟踪控制器和所述H无穷虚拟鲁棒控制器相结合，获取虚拟控制器；根据所述虚拟控制器，控制航天器姿态控制系统中的输出量在设定误差范围内，进而达到优化所述航天器姿态控制系统的鲁棒性。

【技术特征摘要】
1.一种优化航天器姿态控制系统鲁棒性的方法，其特征在于，所述方法包括：获取航天器的运动学拟线性参变模型；对所述运动学拟线性参变模型线性化处理，得到多胞型顶点运动学模型；根据所述多胞型顶点运动学模型，确定H无穷虚拟鲁棒控制器；获取全局滑模虚拟跟踪控制器；将所述全局滑模虚拟跟踪控制器和所述H无穷虚拟鲁棒控制器相结合，获取虚拟控制器；根据所述虚拟控制器，控制航天器姿态控制系统中的输出量在设定误差范围内，进而达到优化所述航天器姿态控制系统的鲁棒性。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述获取航天器的运动学拟线性参变模型，具体包括：建立航天器的运动学模型；所述运动学模型为：q·e,v=12(qe,0I3+qe,v×)ωe---(1)]]>ω·e=ω·-Rdbωd+ωe×ωd---(2)]]>其中，式(1)、式(2)中的ωe为误差角速度，ω和为在航天器坐标系下的本体角速度和期望角速度，表示航天器Fb系相对于任意目标参考系Fd的坐标变换矩阵，表示航天器误差姿态四元数，ω*为H无穷虚拟鲁棒控制器的输出量；转换所述运动学模型，获取航天器的运动学拟线性参变模型；所述运动学拟线性参变模型为：x·e(t)=Axe(t)+B(ue(t)+w(t))y(y)=Cxe(t)---(3);]]>其中，其中，为航天器姿态控制系统外部干扰，3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述得到多胞型顶点运动学模型，具体包括：根据航天器姿态虚拟反馈控制器，转换所述运动学拟线性参变模型；转换的所述运动学拟线性参变模型为其中，所述航天器姿态虚拟反馈控制器为：ue(t)＝Kxe(t)(5)；为航天器姿态虚拟反馈控制器的输入信号，ue(t)为航天器姿态虚拟反馈控制器的输出信号；采用张量积变换方法，对所述转换运动学拟线性参变模型进行线性化处理，得到多胞型顶点运动学模型；所述多胞型顶点运动学模型为4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述确定H无穷虚拟鲁棒控制器，具体包括：根据多胞型顶点运动学模型，确定H无穷虚拟鲁棒控制器；所述H无穷虚拟鲁棒控制器的表达式为其中，所述H无穷虚拟鲁棒控制器的表达式满足：第一约束条件、第二约束条件以及第三约束条件；其中，所述第一约束条件表示对称正定矩阵P和矩阵Y满足线性矩阵不等式约束条件，所述第二约束条件表示定义从扰动w到航天器姿态控制系统输出的传递函数矩阵H，其中γ满足minγ，且γ＞0；为将时域信号变换成频域信号的函数；I为单位矩阵；s为频域中的复数；所述第三约束条件表示ue(t)满足：5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述获取全局滑模虚拟跟踪控制器，具体包括：采用滑模函数，确定忽略扰动的控制力矩；采用饱和函数，确定抑制扰动的控制力矩；根据所述忽略扰动的控制力矩和所述抑制扰动的控制力矩，获取全局滑模虚拟跟踪控制器。6.一种优化航天器姿态控制系统鲁棒性的系统，其特征在于，所述系统包括：运动学拟线性参变模型获取模块，用于获取航天器的运动学拟线性参变模型；多胞型顶点运动学模型得到模块，用于对所述运动学拟线性参变模型线性化处理，得到多胞型顶点运动...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈振，陈斯，李震，刘向东，
申请(专利权)人：北京理工大学，
类型：发明
国别省市：北京;11