一种航天器鲁棒有限时间饱和姿态跟踪控制方法技术

一种航天器鲁棒有限时间饱和姿态跟踪控制方法，本发明专利技术涉及航天器鲁棒有限时间饱和姿态跟踪控制方法。为了解决存在模型不确定性、外界干扰力矩和执行器饱和等情况下的刚体航天器姿态跟踪控制问题，针对已有方法中存在的控制器抖振、控制器结构复杂、整定参数较多、控制算法适用范围受限等问题。本发明专利技术包括：一：建立刚体航天器姿态运动学与动力学模型，即姿态跟踪系统；二：根据步骤一定义快速非奇异终端滑模面和辅助系统；三：进行鲁棒有限时间饱和姿态跟踪控制器设计；当姿态跟踪系统综合不确定性δ上界为未知常数时，进行制器设计；当姿态跟踪系统综合不确定性δ上界为未知函数时，进行自适应控制器设计。本发明专利技术用于航天领域。

【技术实现步骤摘要】
一种航天器鲁棒有限时间饱和姿态跟踪控制方法
本专利技术涉及航天器鲁棒有限时间饱和姿态跟踪控制方法。
技术介绍
随着对空间研究和应用能力的提高，对在轨服务技术的需求日益迫切，各航天大国已意识到其重要性，围绕未来的在轨服务体系进行了相应的研究。这些研究可用于清除轨道垃圾、在轨维修等任务。在轨服务包含五个关键技术：对空间非合作目标的测量技术、接近停靠技术、抓捕机构技术，抓捕过程中接触碰撞动力学建模技术以及抓捕后的联合体镇定技术。其中，针对抓捕完成后形成的组合体的姿态控制技术，对于成功实施在轨操作任务具有十分重要的作用，因而受到了普遍关注。在轨抓捕的目标航天器包括燃料耗尽的卫星、空间碎片、废弃卫星和敌方卫星等非合作航天器，其质量特性以及惯量特性通常是未知的。对非合作目标的抓捕也将使得最终的联合体航天器成为一个质量特性参数变化甚至构型变化的复杂非线性不确定系统。该系统动力学特性复杂、参数变化较大，这必然引起较大的干扰，使姿态控制系统和轨道控制系统面临失效的风险。这给组合体姿态控制器的设计带来了一定的挑战。此外，宇宙空间中还存在各种干扰力矩，并且星载执行机构非理想特性也会进一步增加系统的不确定性，为了成功实现各项航天任务，必须确保所设计的姿态控制算法在上述各种不确定性存在的情况下，依然能够确保较高的控制性能。相对于传统的具有渐近收敛和指数收敛特性的控制方法，终端滑模(Y.Tang,“Terminalslidingmodecontrolforrigidrobots,”Automatica,vol.34,no.1,pp.51–56,1998)(S.Yu,X.Yu,B.Shirinzadeh,andZ.Man,“Continuousfinitetimecontrolforroboticmanipulatorswithterminalslidingmode,”Automatica,vol.41,no.11,pp.1957–1964,2005)控制具有很多优良特性：收敛速度更快、鲁棒性更强和控制精度更高等，因而适于一些要求较高的控制任务中。近来，基于终端滑模方法的控制器设计问题吸引了国内外众多学者的注意，并涌现出较多的研究成果。例如，文献(E.JinandZ.Sun,“Robustcontrollersdesignwithfinitetimeconvergenceforrigidspacecraftattitudetrackingcontrol,”AerospaceScience&Technology,vol.12,no.4,pp.324–330,2008)和(P.M.Tiwari,S.Janardhanan,andM.U.Nabi,“Afinite-timeconvergentcontinuoustimeslidingmodecontrollerforspacecraftattitudecontrol,”InternationalWorkshoponVariableStructureSystems,pp.399–403,2010)基于传统的终端滑模面，提出了相应的有限时间姿态控制算法。此外，为了解决经典终端滑模控制中存在的控制奇异以及在远离平衡位置时系统收敛速度较慢等问题，研究人员提出了一些改进的终端滑模面及相应的控制算法。文献(K.LuandY.Xia,“Finite-timefault-tolerantcontrolforrigidspacecraftwithactuatorsaturations,”IETControlTheory&Applications,vol.7,no.11,pp.1529–1539,2013)以文献(Y.Tang,“Terminalslidingmodecontrolforrigidrobots,”Automatica,vol.34,no.1,pp.51–56,1998)中的终端滑模面为基础，经过适当修正，提出了一种新型的终端滑模面，设计了非奇异终端滑模控制器。文献(S.Wu,G.Radice,Y.Gao,andZ.Sun,“Quaternion-basedfinitetimecontrolforspacecraftattitudetracking,”ActaAstronautica,vol.69,no.1-2,pp.48-58,2011)通过在传统的终端滑模面函数中加入包含系统状态的线性项以加快系统收敛速度，构造了快速终端滑模面，并设计了快速有限时间姿态跟踪控制器。然而，文献(E.JinandZ.Sun,“Robustcontrollersdesignwithfinitetimeconvergenceforrigidspacecraftattitudetrackingcontrol,”AerospaceScience&Technology,vol.12,no.4,pp.324–330,2008)(P.M.Tiwari,S.Janardhanan,andM.U.Nabi,“Afinite-timeconvergentcontinuoustimeslidingmodecontrollerforspacecraftattitudecontrol,”InternationalWorkshoponVariableStructureSystems,pp.399–403,2010)(K.LuandY.Xia,“Finite-timefault-tolerantcontrolforrigidspacecraftwithactuatorsaturations,”IETControlTheory&Applications,vol.7,no.11,pp.1529–1539,2013)(S.Wu,G.Radice,Y.Gao,andZ.Sun,“Quaternion-basedfinitetimecontrolforspacecraftattitudetracking,”ActaAstronautica,vol.69,no.1-2,pp.48-58,2011)均要求系统不确定性的上界已知，这在实际环境中通常无法获得，所以为了增强控制器的鲁棒性和实用性，必须研究存在未知系统不确定性情形下的控制器设计问题。能够解决存在未知系统不确定性的控制方法包括：自适应控制(Z.Zhu,Y.Xia,andM.Fu,“Attitudestabilizationofrigidspacecraftwithfinite-timeconvergence,”InternationalJournalofRobust&NonlinearControl,vol.21,no.6,pp.686–702,2011)(Z.Song,H.Li,andK.Sun,“Finite-timecontrolfornonlinearspacecraftattitudebasedonterminalslidingmodetechnique,”ISATransactions,vol.53,no.1,pp.117–124,2014)神经网络控制(L.Wang,T.Chai,andL.Zhai,“Neural-Networ本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种航天器鲁棒有限时间饱和姿态跟踪控制方法，其特征在于：所述航天器鲁棒有限时间饱和姿态跟踪控制方法的具体过程包括：步骤一：建立刚体航天器姿态运动学与动力学模型，即姿态跟踪系统；步骤二：根据步骤一定义快速非奇异终端滑模面和辅助系统；步骤三：进行鲁棒有限时间饱和姿态跟踪控制器设计；当姿态跟踪系统综合不确定性δ上界为未知常数时，根据步骤二中得到的快速非奇异终端滑模面和辅助系统进行鲁棒有限时间饱和姿态跟踪控制器设计；当姿态跟踪系统综合不确定性δ上界为未知函数时，根据步骤二中得到的快速非奇异终端滑模面和辅助系统并结合自适应算法进行自适应鲁棒有限时间饱和姿态跟踪控制器设计。

【技术特征摘要】
1.一种航天器鲁棒有限时间饱和姿态跟踪控制方法，其特征在于：所述航天器鲁棒有限时间饱和姿态跟踪控制方法的具体过程包括：步骤一：建立刚体航天器姿态运动学与动力学模型，即姿态跟踪系统；步骤二：根据步骤一定义快速非奇异终端滑模面和辅助系统；步骤三：进行鲁棒有限时间饱和姿态跟踪控制器设计；当姿态跟踪系统综合不确定性δ上界为未知常数时，根据步骤二中得到的快速非奇异终端滑模面和辅助系统进行鲁棒有限时间饱和姿态跟踪控制器设计；当姿态跟踪系统综合不确定性δ上界为未知函数时，根据步骤二中得到的快速非奇异终端滑模面和辅助系统并结合自适应算法进行自适应鲁棒有限时间饱和姿态跟踪控制器设计。2.根据权利要求1所述一种航天器鲁棒有限时间饱和姿态跟踪控制方法，其特征在于：所述步骤一中建立刚体航天器姿态运动学与动力学模型的具体过程为：选择四元数作为描述航天器姿态的参数，并建立姿态跟踪系统如公式(1)和公式(2)所述：和分别表示航天器本体坐标系Eb与期望坐标系Ed之间的相对四元数和相对角速度，其计算法则如下：其中，表示航天器本体坐标系Eb相对于地心惯性坐标系En的姿态，q0和qv满足约束表示四元数乘法运算；表示期望坐标系Ed相对地心惯性坐标系En的姿态参数；ω∈R3×1表示航天器的角速度矢量，并将其表示在航天器本体坐标系Eb下；表示由期望坐标系Ed到航天器本体坐标系Eb之间的坐标转换矩阵；ωd∈R3×1表示期望坐标系Ed相对于地心惯性坐标系En的角速度矢量，并将其表示在期望坐标系Ed下；J∈R3×3表示航天器的惯量矩阵，u∈R3×1是执行器输入指令信号，sat(u)为实际执行器输入，d∈R3×1表示外界干扰力矩，I3为单位矩阵；是qd的共轭四元数；对于任意三维向量a＝[a1,a2,a3]T∈R3×1，a×表示由a生成的反对称矩阵；a×具体表示为和将航天器的惯量矩阵表示为J＝J0+△J，其中，J0为已知的正定矩阵，表示惯量矩阵的标称部分，△J表示惯量矩阵中的未知部分；公式(2)表示为：得到系统动力学方程：整理得到：其中，△u＝sat(u)-u(11)定义δ＝[δ1δ2δ3]T＝△F+d，表示包含模型不确定性和外界干扰力矩的系统综合不确定性。3.根据权利要求2所述一种航天器鲁棒有限时间饱和姿态跟踪控制方法，其特征在于：所述步骤二中根据步骤一定义快速非奇异终端滑模面和辅助系统的具体过程为：构造如下快速非奇异终端滑模面：其中，

【专利技术属性】
技术研发人员：宋申民，陈海涛，李学辉，武冠群，
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