角速度不可量测条件下航天器姿态有限时间追踪控制方法技术

本发明专利技术实施例提供了一种角速度不可量测条件下的航天器姿态有限时间追踪控制方法，所述方法包括：确定编队拓扑结构，获取航天器当前姿态值；将航天器姿态控制方程转化成一阶非线性方程；调用系统状态观测器估计系统状态数据，得到所述航天器姿态的估计值；将所述估计值与所述当前姿态值进行比较，确定角速度值；将所述航天器姿态的估计值以及所述角速度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滑模控制算法将所述控制滑模变量转化成相应的控制信号。

【技术实现步骤摘要】
角速度不可量测条件下航天器姿态有限时间追踪控制方法
本专利技术涉及控制科学
，特别是涉及一种角速度不可量测条件下航天器姿态有限时间追踪控制方法和装置、电子设备以及计算机可读存储介质。
技术介绍
近年来，诸如小卫星等航天器由于在军事侦察、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，是航天科技领域中的重要研究方向。与结构复杂、功能性强的单一大型航天器相比，许多中小型航天器具有成本低、扩展性好、灵活机动的特点，可通过编队实现多样功能完成复杂的空间任务。然而，在实际工程应用中，有些小型航天器因成本或体积结构限制无法实现对自身姿态角速度进行量测，最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。当航天器角速度状态不可量测与参数不确定性、外部扰动、有限时间控制等因素耦合在一起时，使得航天器姿态追踪控制问题变得极富挑战性，无法对航天器姿态进行精确控制。
技术实现思路
本专利技术提供了一种角速度不可量测条件下航天器姿态有限时间追踪控制方法和装置、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当航天器角速度状态不可量测时，无法对航天器姿态进行精确控制的问题。为了解决上述问题，本专利技术公开了一种角速度不可量测条件下的航天器姿态有限时间追踪控制方法，所述方法包括：确定编队拓扑结构，获取航天器当前姿态值；将航天器姿态控制方程转化成一阶非线性方程；调用系统状态观测器估计系统状态数据，得到所述航天器姿态的估计值；将所述估计值与所述当前姿态值进行比较，确定角速度值；将所述航天器姿态的估计值以及所述角速度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滑模控制算法将所述控制滑模变量转化成相应的控制信号。为了解决上述问题，本专利技术公开了一种角速度不可量测条件下的航天器姿态有限时间追踪控制装置，所述装置包括：确定模块，用于确定编队拓扑结构，获取航天器当前姿态值；转化模块，用于将航天器姿态控制方程转化成一阶非线性方程；调用模块，用于调用系统状态观测器估计系统状态数据，得到所述航天器姿态的估计值；将所述估计值与所述当前姿态值进行比较，确定角速度值；耦合模块，用于将所述航天器姿态的估计值以及所述角速度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滑模控制算法将所述控制滑模变量转化成相应的控制信号。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角速度不可量测条件下的航天器姿态有限时间追踪控制方法。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角速度不可量测条件下的航天器姿态有限时间追踪控制方法。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角速度不可量测条件下的航天器姿态有限时间追踪控制方案，获取航天器当前姿态值；将航天器姿态控制方程转化成一阶非线性方程；调用系统状态观测器估计系统状态数据，得到所述航天器姿态的估计值；将所述估计值与所述当前姿态值进行比较，即可确定角速度值；在确定角速度值后依据航天器姿态的估计值以及角速度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航天器姿态有限时间追踪控制方案，即便角速度不可测量也可以变相确定航天器的角速度值，因此能够对角速度不可测量条件下的航天器姿态进行精确控制。附图说明图1是根据本专利技术实施例一的一种角速度不可量测条件下的航天器姿态有限时间追踪控制方法的步骤流程图；图2为四元数随时间的变化曲线；图3为角速度随时间的变化曲线；图4为四元数观测误差随时间的变化曲线；图5为角速度估计误差随时间的变化曲线；图6为滑模控制变量随时间的变化曲线；图7是根据本专利技术实施例三的一种角速度不可量测条件下的航天器姿态有限时间追踪控制装置的结构框图；图8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角速度不可量测条件下的航天器姿态有限时间追踪控制方法的步骤流程图。本实施例的角速度不可量测条件下的航天器姿态有限时间追踪控制方法包括以下步骤：步骤101：确定编队拓扑结构，获取航天器当前姿态值。本专利技术实施例中的追踪控制方法适用于对多个航天器编队中的航天器进行追踪控制，每个航天器编队包括多个成员，每个成员为一个航天器。航天器姿态值可以表征航天器当前位置坐标、倾斜角度等状态信息。步骤102：将航天器姿态控制方程转化成一阶非线性方程。一种优选地航天器姿态控制方程表示方式如下：其中，为航天器的转动惯量矩阵，J0为航天器基准转动惯量，ΔJ0为系统转动惯量扰动矩阵；为控制输入；为外部扰动力矩；为航天器在刚体本体坐标系下的角速度；表示描述航天器姿态的修正罗德里格斯参数,I3为单位矩阵；航天器姿态控制方程转化后的一阶非线性方程可以如下：其中，F为转动惯性非线性项，G为扰动耦合项，表示转动惯量扰动耦合项。步骤103：调用系统状态观测器估计系统状态数据，得到航天器姿态的估计值；将估计值与当前姿态值进行比较，确定角速度值。本步骤中，基于系统状态观测器估计系统得到的航天器姿态的估计值，以及航天器姿态当前姿态值可确定航天器的角速度值，因此即便是航天器角速度状态不可量测也可以间接的得到航天器角速度值。一种优选地系统状态观测器如下：其中，表示航天器姿态qv的观测值，表示航天器姿态角速度值ω的观测值，表示航天器外部扰动G的观测值，为非线性项F的估计值；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。对于系统状态观测器中的反馈增益、反馈系数的具体值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：将航天器姿态的估计值以及角速度值进行耦合得到控制滑模变量。优选地，控制滑模变量可以表示为：S＝Cx其中，为满秩矩阵，x为耦合变量，σ为给定常数。滑模控制算法可表示为：其中，0＜v＜1表示奇异项系数，c1,c2为滑模反馈系数，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，i＝1,…,3，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，以使控制器按照滑模控制算法将控制滑模变量转化成相应的控制信号。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角速度不可量测条件下的航天器姿态有限时间追踪控制方法，获取航天器当前姿态值；将航天器姿态控制方程转化成一阶非线性方程；调用系统状态观测器估计系统状态数据，得到所述航天器姿态的估计值；将所述估计值与所述当前姿态本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种角速度不可量测条件下的航天器姿态有限时间追踪控制方法，其特征在于，所述方法包括：确定编队拓扑结构，获取航天器当前姿态值；将航天器姿态控制方程转化成一阶非线性方程；调用系统状态观测器估计系统状态数据，得到所述航天器姿态的估计值；将所述估计值与所述当前姿态值进行比较，确定角速度值；将所述航天器姿态的估计值以及所述角速度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滑模控制算法将所述控制滑模变量转化成相应的控制信号。

【技术特征摘要】
1.一种角速度不可量测条件下的航天器姿态有限时间追踪控制方法，其特征在于，所述方法包括：确定编队拓扑结构，获取航天器当前姿态值；将航天器姿态控制方程转化成一阶非线性方程；调用系统状态观测器估计系统状态数据，得到所述航天器姿态的估计值；将所述估计值与所述当前姿态值进行比较，确定角速度值；将所述航天器姿态的估计值以及所述角速度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滑模控制算法将所述控制滑模变量转化成相应的控制信号。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，航天器姿态控制方程如下：其中，为航天器的转动惯量矩阵，J0为航天器基准转动惯量，ΔJ0为系统转动惯量扰动矩阵，；为控制输入；为外部扰动力矩；为航天器在刚体本体坐标系下的角速度；表示描述航天器姿态的修正罗德里格斯参数,I3为单位矩阵；转化后的一阶非线性方程如下：其中，F为转动惯性非线性项，G为扰动耦合项，表示转动惯量扰动耦合项。3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述系统状态观测器如下：其中，表示航天器姿态qv的观测值，表示航天器姿态角速度值ω的观测值，表示航天器外部扰动G的观测值，为非线性项F的估计值；ρ1,ρ2,ρ3＞0为所述系统状态观测器反馈增益；0＜α1,α2,α3,β1,β2,β3＜1为所述系统状态观测器反馈系数。4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述控制滑模变量为：S＝Cx其中，为满秩矩阵，x为耦合变量，σ为给定常数。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：其中，0＜v＜1为奇异项系数，c1,c2为滑模反馈系数，ψ＝[ψ1,ψ2,ψ3]T为双曲线正切函数定义如下：其中，...

【专利技术属性】
技术研发人员：孙向东，刘刚，何兵，牟建华，马肸，秦伟伟，林浩申，张凯杰，
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