复杂约束条件下的航天器编队姿态有限时间协同控制方法技术

本发明专利技术实施例提供了一种复杂约束条件下的航天器编队姿态有限时间协同控制方法，所述方法包括：确定编队拓扑结构，获取航天器编队的当前姿态值；将航天器姿态控制方程转化成系统追踪误差方程；调用系统状态观测器对各航天器编队成员的角速度和姿态值进行估计，得到角速度估计值以及姿态估计值；对邻近编队成员的角速度估计值以及所述姿态估计值进行耦合得到控制滑模变量；将所述控制滑模变量发送至控制器，以使所述控制器按照预设滑模控制算法将所述控制滑模变量转化为控制信号。本发明专利技术实施例提供的方法，能够对复杂约束条件下的航天器编队姿态进行精确控制。

Finite time cooperative control method for Spacecraft Formation attitude under complex constraints

The embodiment of the invention provides a complex constrained spacecraft formation finite time attitude cooperative control method, the method includes determining the topology formation, the formation of spacecraft attitude acquisition value; the spacecraft attitude control system tracking error equation is transformed into equation; call the system state observer on each member of the spacecraft formation angle velocity and attitude estimation, angular velocity estimation and attitude estimation value; angular velocity on the adjacent formation member estimates and the attitude estimate coupling control sliding mode variable; the sliding mode control variable is sent to the controller so that the controller according to the preset sliding mode control algorithm for the control the sliding mode variable into control signal. The method provided by the embodiment of the invention can accurately control the formation attitude of the spacecraft under the complex constraint conditions.

【技术实现步骤摘要】
复杂约束条件下的航天器编队姿态有限时间协同控制方法
本专利技术涉及控制科学
，特别是涉及一种复杂约束条件下的航天器编队姿态有限时间协同控制和装置、电子设备以及计算机可读存储介质。
技术介绍
近年来，诸如卫星、飞船等航天器编队因在军事侦察、深空探测、环境监测、定位服务等领域的巨大优势和广阔前景而引起专家和学者的高度重视，是控制科学领域的重要研究方向。与结构复杂、功能性强的单一大型航天器相比，许多中小型航天器编队具有成本低、扩展性好、功能多样的特点，且能够完成更为复杂地航天任务。然而，在实际应用中，一些中小型航天器由于成本或体积结构的限制无法实现对自身姿态角速度的量测，这就使得现有的相关控制算法无法应用。现实的办法就是通过设计状态观测器或者输出反馈控制器进行在线估计。另一方面，由于任务需求，需要航天器姿态在有限时间内实现对期望姿态的精确跟踪，而非传统的渐进跟踪控制，特别是当这一需求与系统外部扰动、角速度不可量测等约束条件耦合在一起时，就使得航天器编队姿态有限时间协同控制问题变得极富挑战性。因此，在复杂约束条件下如何设计高精度和强鲁棒性的协同控制律是当前编队协同控制研究中的重点问题。
技术实现思路
本专利技术提供了一种复杂约束条件下的航天器编队姿态有限时间协同控制方法和装置、电子设备以及计算机可读存储介质，以解决现有技术中存在的无法对复杂约束条件下的航天器编队姿态有限时间协同控制的问题。为了解决上述问题，本专利技术公开了一种复杂约束条件下的航天器编队姿态有限时间协同控制方法，所述方法包括：确定编队拓扑结构，获取航天器编队的当前姿态值；将航天器姿态控制方程转化成系统追踪误差方程；调用系统状态观测器对各航天器编队成员的角速度和姿态值进行估计，得到角速度估计值以及姿态估计值；对邻近编队成员的角速度估计值以及所述姿态估计值进行耦合得到控制滑模变量；将所述控制滑模变量发送至控制器，以使所述控制器按照预设滑模控制算法将所述控制滑模变量转化为控制信号。为了解决上述问题，本专利技术还公开了一种复杂约束条件下的航天器编队姿态有限时间协同控制装置，所述装置包括：确定模块，用于确定编队拓扑结构，获取航天器编队的当前姿态值；转化模块，用于将航天器姿态控制方程转化成系统追踪误差方程；估计模块，用于调用系统状态观测器对各航天器编队成员的角速度和姿态值进行估计，得到角速度估计值以及姿态估计值；耦合模块，用于对邻近编队成员的角速度估计值以及所述姿态估计值进行耦合得到控制滑模变量；发送模块，用于将所述控制滑模变量发送至控制器，以使所述控制器按照预设滑模控制算法将所述控制滑模变量转化为控制信号。为了解决上述问题，本专利技术公开了电子设备，包括有存储器，以及一个或者一个以上的程序，其中一个或者一个以上程序存储于存储器中，且经配置以由一个或者一个以上处理器执行如权利要求书中所述的任意一种复杂约束条件下的航天器编队姿态有限时间协同控制方法。为了解决上述问题，本专利技术还公开了一种可读存储介质，当所述存储介质中的指令由电子设备的处理器执行时，使得电子设备能够执行如权利要求书中所述的任意一种复杂约束条件下的航天器编队姿态有限时间协同控制方法。与现有技术相比，本专利技术包括以下优点：本专利技术实施例提供的复杂约束条件下的航天器编队姿态有限时间协同控制方案，获取航天器当前姿态值；将航天器姿态控制方程转化成系统追踪误差方程；调用系统状态观测器估计得到角速度估计值以及姿态估计值；对邻近编队成员的角速度估计值以及姿态值进行耦合得到控制滑模变量，将控制滑模变量转化成控制信号从而对航天器姿态进行精确控制。可见本专利技术实施例提供的复杂约束条件下的航天器编队姿态有限时间协同控制方案，通过设计扩张观测器实时估计系统未知角速度和耦合扰动，而后基于有限时间滑模控制理论设计分布式控制协议，因此能够对复杂约束条件下的航天器编队姿态进行精确控制。附图说明图1是根据本专利技术实施例一的一种复杂约束条件下的航天器编队姿态有限时间协同控制方法的步骤流程图；图2为航天器编队通信拓扑结构图；图3是根据本专利技术实施例三的一种复杂约束条件下的航天器编队姿态有限时间协同控制装置的结构框图；图4是根据本专利技术实施例四的一种电子设备的结构框图。具体实施方式为使本专利技术的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本专利技术作进一步详细的说明。实施例一参照图1，示出了本专利技术实施例的一种复杂约束条件下的航天器编队姿态有限时间协同控制方法的步骤流程图。本实施例的复杂约束条件下的航天器编队姿态有限时间协同控制方法包括以下步骤：步骤101：确定编队拓扑结构，获取航天器编队的当前姿态值。航天器编队中包含多个航天器，每个航天器为一个编队成员，通过航天器编队拓扑结构可以确定编队中各编队成员之间的关系。步骤102：将航天器姿态控制方程转化成系统追踪误差方程。具体地在将航天器姿态控制方程转化成系统追踪误差方程时，将第一航天器姿态控制方程转化成第二航天器姿态控制方程，将第二航天器姿态控制方程转化成系统追踪误差方程。第一航天器姿态控制方程如下：其中，为第i个航天器的转动惯量矩阵；为第i个航天器的控制输入；为第i个航天器的外部扰动力矩；为第i个航天器在刚体本体坐标系下的角速度；表示第i个航天器修正罗德里格斯参数；第二航天器姿态控制方程如下：其中，为第i个航天器的姿态值，为第i个航天器的角速度。通过两次转化最终得到系统追踪误差方程如下：其中，q0表示航天器编队期望姿态，v0表示航天器编队期望角速度。通过两次转化最终得到系统追踪误差方程。步骤103：调用系统状态观测器对各航天器编队成员的角速度和姿态值进行估计，得到角速度估计值以及姿态估计值。系统状态观测器模型可以通过如下方程表示：式中，分别为vi和的观测器估计值，为估计误差；系统状态观测器参数满足如下条件：1＜ρi＜+∞；0.75＜α1＜1,α2＝2α1-1,α3＝3α1-2；ρ1,ρ2,ρ3＞0为系统状态观测器反馈增益；0＜α1,α2,α3,β1,β2,β3＜1为系统状态观测器反馈系数。其中，系统状态观测器反馈增益、系统状态观测器反馈系数可以由本领域技术人员根据实际需求进行设置，本专利技术实施例中对此不作具体限制。步骤104：对邻近编队成员的角速度估计值以及姿态估计值进行耦合得到控制滑模变量。优选地滑模变量可以为：si＝δαi1+αi2其中，为耦合姿态追踪误差，δ为给定常数，lij是指通信拓扑链接权重，ej1,ej2是指航天器姿态和角速度追踪误差。滑模控制算法可以为：其中，表示非线性项fi的估计值；表示航天器速度vi的估计值，表示航天器系统扰动估计值；0＜α＜1表示奇异项系数ki1,ki2表示滑模反馈项增益；gi表示控制增益系数，ψ＝[ψ1,ψ2,ψ3]T为双曲线正切函数定义如下：其中，ku＝0.2785，κi为正数，ε为给定的小量，用来表示扰动估计精度。步骤105：将控制滑模变量发送至控制器，以使控制器按照预设滑模控制算法将控制滑模变量转化为控制信号。本专利技术实施例中以控制器向航天器发送一次控制信号为例进行说明。在具体实现过程中，控制器需重复执行步骤101至步骤105实时生成控制信号，并将所生成的控制信号发送至航天器，以对航天器的飞行姿态进行控制。本专利技术实施例提供的复杂约束条件下的航天器编队本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种复杂约束条件下的航天器编队姿态有限时间协同控制方法，其特征在于，所述方法包括：确定编队拓扑结构，获取航天器编队的当前姿态值；将航天器姿态控制方程转化成系统追踪误差方程；调用系统状态观测器对各航天器编队成员的角速度和姿态值进行估计，得到角速度估计值以及姿态估计值；对邻近编队成员的角速度估计值以及所述姿态估计值进行耦合得到控制滑模变量；将所述控制滑模变量发送至控制器，以使所述控制器按照预设滑模控制算法将所述控制滑模变量转化为控制信号。

【技术特征摘要】
1.一种复杂约束条件下的航天器编队姿态有限时间协同控制方法，其特征在于，所述方法包括：确定编队拓扑结构，获取航天器编队的当前姿态值；将航天器姿态控制方程转化成系统追踪误差方程；调用系统状态观测器对各航天器编队成员的角速度和姿态值进行估计，得到角速度估计值以及姿态估计值；对邻近编队成员的角速度估计值以及所述姿态估计值进行耦合得到控制滑模变量；将所述控制滑模变量发送至控制器，以使所述控制器按照预设滑模控制算法将所述控制滑模变量转化为控制信号。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述将航天器姿态控制方程转化成系统追踪误差方程的步骤包括：将第一航天器姿态控制方程转化成第二航天器姿态控制方程，将所述第二航天器姿态控制方程转化成所述系统追踪误差方程；其中，第一航天器姿态控制方程如下：其中，为第i个航天器的转动惯量矩阵；为第i个航天器的控制输入；为第i个航天器的外部扰动力矩；为第i个航天器在刚体本体坐标系下的角速度；表示第i个航天器修正罗德里格斯参数；第二航天器姿态控制方程如下：其中，为第i个航天器的姿态值，为第i个航天器的角速度。3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述系统追踪误差方程为：其中，ei1＝qi-q0,ei2＝vi-v0,q0表示航天器编队期望姿态，v0表示航天器编队期望角速度。4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述滑模变量为：si＝δαi1+αi2其中，为耦合姿态追踪误差，δ为给定常数，lij是指通信拓扑链接权重，ej1,ej2是指航天器姿态和角速度追踪误差。5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述滑模控制算法为：1其中，表示非线性项fi的估计值；表示航天器速度vi的估计值，表示航天器系统扰动估计值；0＜α＜1表示奇异项系数ki1,ki2表示滑模反馈项增益；gi表示控制增益系数，ψ＝[ψ1,ψ2,ψ3]T为双曲线正切函数定义如下：

【专利技术属性】
技术研发人员：孙向东，马肸，刘刚，徐军，郑宗贵，吴亮，何兵，秦伟伟，安喜彬，
申请(专利权)人：中国人民解放军火箭军装备研究院，中国人民解放军火箭军工程大学，
类型：发明
国别省市：北京,11