一种组合体航天器姿态无模型的自适应控制方法和系统技术方案

本发明专利技术公开了一种组合体航天器姿态无模型的自适应控制方法和系统，其中，所述方法，包括：根据组合体航天器的历史控制输入和历史系统输出，通过极小化估计准则函数，对紧格式动态等价线性化模型中的伪雅各比矩阵的进行在线参数估计，得到伪雅各比矩阵估计值；根据伪雅各比矩阵的估计值，通过向前一步预报误差准则函数，得到下一时刻的控制输入估计值；将所述下一时刻的控制输入估计值作为组合体航天器下一时刻的控制输入，以完成组合体航天器姿态无模型的自适应控制。通过本发明专利技术实现了对大时滞组合体航天器的自适应控制。

A model free adaptive control method and system for combined spacecraft attitude

The invention discloses an adaptive control method and system for a modular spacecraft attitude without model, in which the method includes: according to the historical control input and the historical system output of the combined spacecraft, the pseudo Jacoby matrix in the compact format dynamic equivalent linearization model is obtained by minimizing the estimation criterion function. On line parameter estimation, the estimated value of pseudo Jacoby matrix is obtained. According to the estimated value of pseudo Jacoby matrix, the estimated value of control input at the next time is obtained by the prediction error criterion function of the forward step, and the estimated value of the control input at the next time is used as the control input at the next time of the combiner aircraft. Model free adaptive control of spacecraft attitude. The adaptive control of the combined spacecraft with large delay is realized by the invention.

【技术实现步骤摘要】
一种组合体航天器姿态无模型的自适应控制方法和系统
本专利技术属于组合体航天器控制
，尤其涉及一种组合体航天器姿态无模型的自适应控制方法和系统。
技术介绍
对于航天器捕获非合作目标后构成的组合体，一方面由于非合作目标的模型参数未知，无法对组合体进行精确建模，另一方面由于抓捕航天器与目标间的非完全约束，组合体系统可能存在时滞。目前，针对组合体航天器的控制，通常采用如下方法：利用输入输出数据，设计无模型自适应控制器。然而，当系统存在大时滞时，由于组合体航天器获得的系统输出数据不是实时的响应，控制器的自适应迭代过程会失效，导致控制器无法对组合体航天器进行有效控制。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种组合体航天器姿态无模型的自适应控制方法和系统，以实现对大时滞组合体航天器的自适应控制。为了解决上述技术问题，本专利技术公开了一种组合体航天器姿态无模型的自适应控制方法，包括：根据组合体航天器的历史控制输入和历史系统输出，通过极小化估计准则函数，对紧格式动态等价线性化模型中的伪雅各比矩阵的进行在线参数估计，得到伪雅各比矩阵估计值；根据伪雅各比矩阵的估计值，通过向前一步预报误差准则函数，得到下一时刻的控制输入估计值；将所述下一时刻的控制输入估计值作为组合体航天器下一时刻的控制输入，以完成组合体航天器姿态无模型的自适应控制。在上述组合体航天器姿态无模型的自适应控制方法中，所述紧格式动态等价线性化模型的表达式为：Δy(k+1)＝Φc(k)Δu(k)其中：Δy(k+1)＝y(k+1)-y(k)，Δu(k)＝u(k)-u(k-1)其中，Δ表示变量的增量；y(k)表示在[k-1,k]时刻内的所有系统输出构成的向量；u(k)表示在[k-1,k]时刻内的所有控制输入构成的向量；Φc(k)表示伪雅各比矩阵。在上述组合体航天器姿态无模型的自适应控制方法中，所述根据组合体航天器的历史控制输入和历史系统输出，通过极小化估计准则函数，对紧格式动态等价线性化模型中的伪雅各比矩阵的进行在线参数估计，得到伪雅各比矩阵估计值，包括：根据组合体航天器的历史控制输入和历史系统输出，确定控制输入增量Δu(k-1)和系统输出增量Δy(k)；根据极小化估计准则函数，对伪雅各比矩阵Φc(k)求极值，得到参数自适应估计方程：将确定的控制输入增量Δu(k-1)和系统输出增量Δy(k)，代入所述参数自适应估计方程，求解得到伪雅各比矩阵估计值其中，表示控制输入实质增量；μ表示权重系数，ηk表示估计步长系数，τ表示调节参数。在上述组合体航天器姿态无模型的自适应控制方法中，所述极小化估计准则函数的表达式为：在上述组合体航天器姿态无模型的自适应控制方法中，所述根据伪雅各比矩阵的估计值，通过向前一步预报误差准则函数，得到下一时刻的控制输入估计值，包括：确定向前一步预报误差准则函数：对所述向前一步预报误差准则函数J(u(k))进行求导，得到下一时刻的控制输入估计值u*(k)的表达式：将伪雅各比矩阵估计值，代入所述下一时刻的控制输入估计值的表达式，得到下一时刻的控制输入估计值；其中，λ和η均表示权重系数，y*(k+1)表示系统输出的期望值，ρ表示步长系数，T表示采样时间。相应的，本专利技术还公开了一种组合体航天器姿态无模型的自适应控制系统，包括：参数估计模块，用于根据组合体航天器的历史控制输入和历史系统输出，通过极小化估计准则函数，对紧格式动态等价线性化模型中的伪雅各比矩阵的进行在线参数估计，得到伪雅各比矩阵估计值；控制输入估计模块，用于根据伪雅各比矩阵的估计值，通过向前一步预报误差准则函数，得到下一时刻的控制输入估计值；自适应模块，用于将所述下一时刻的控制输入估计值作为组合体航天器下一时刻的控制输入，以完成组合体航天器姿态无模型的自适应控制。本专利技术具有以下优点：本专利技术克服了非完全约束组合体航天器存在大时滞和系统模型未知的问题，提供了一种组合体航天器无模型自适应控制方法，克服了捕获空间非合作目标形成的组合体航天器难以精确建模，传统控制方法难以有效运用的问题，以及系统存在大时滞时难以控制的问题。建立了针对一般时间离散非线性大时滞系统的紧格式动态等价线性化模型，针对该紧格式动态等价线性化模型中的未知变量，采取了改进的投影估计算法进行在线递推估计；进一步，基于该紧格式动态等价线性化模型中的未知变量的参数估计值，构造向前一步预报误差准则函数，通过加入了滞后输入的约束项的最小化准则函数，设计组合体航天器加权一步向前自适应控制器，使该加权一步向前自适应控制器能控制大时滞系统，并且控制器的设计不需要被控系统任何模型参数信息，提高了航天器运动模拟器的姿态确定精度。附图说明图1是本专利技术实施例中一种组合体航天器姿态无模型的自适应控制方法的步骤流程图；图2是本专利技术实施例中一种组合体航天器姿态无模型的自适应控制方法的工作流程示意图。具体实施方式为使本专利技术的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本专利技术公共的实施方式作进一步详细描述。参照图1，示出了本专利技术实施例中一种组合体航天器姿态无模型的自适应控制方法的步骤流程图。参照图2，示出了本专利技术实施例中一种组合体航天器姿态无模型的自适应控制方法的工作流程示意图。在本实施例中，所述组合体航天器姿态无模型的自适应控制方法，包括：步骤101，根据组合体航天器的历史控制输入和历史系统输出，通过极小化估计准则函数，对紧格式动态等价线性化模型中的伪雅各比矩阵的进行在线参数估计，得到伪雅各比矩阵估计值。在本实施例中，假设以组合体航天器三轴姿态控制问题为例，则被控系统是一个三输入三输出的非线性系统，取：航天器的姿态角和姿态角速度为系统状态，三轴控制力矩为控制输入；航天器的姿态角和角速度为被控变量或系统输出。令：x表示系统状态，u表示系统控制输入，y表示系统输出；则，该组合体航天器的控制方程可以描述为：y(k+1)＝f(x(k),u(k))···式(1.1)定义：y(k)表示在[k-1,k]时刻内的所有系统输出构成的向量，u(k)表示在[k-1,k]时刻内的所有控制输入构成的向量，即：对上式(1.1)作如下假设：假设1：f对各个变量的分量都存在连续偏导数。假设2：式(1.1)满足广义Lipschitz条件，即对任意k1≠k2、k1≥0、k2≥0且u(k1)≠u(k2)，有：||y(k1+1)-y(k2+1)||≤b||u(k1)-u(k2)||···式(1.2)式中，b表示为常数，且为正。若式(1.1)满足上述假设1和假设2，则：当||Δu(k)||≠0时，则一定存在一个时变参数矩阵Φc(k)，即伪雅各比矩阵，进而，式(1.1)可以转化为如下紧格式动态等价线性化模型：Δy(k+1)＝Φc(k)Δu(k)···式(1.3)其中：Δy(k+1)＝y(k+1)-y(k)，Δu(k)＝u(k)-u(k-1)对任意时刻k，伪雅各比矩阵是有界的；Δ表示变量的增量。优选的，所述根据组合体航天器的历史控制输入和历史系统输出，通过极小化估计准则函数，对紧格式动态等价线性化模型中的伪雅各比矩阵的进行在线参数估计，得到伪雅各比矩阵估计值，具体可以包括：子步骤S11，根据组合体航天器的历史控制输入和历史系统输出，确定控制输入增量Δu(k-1)和系统输出增量Δy(k本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种组合体航天器姿态无模型的自适应控制方法，其特征在于，包括：根据组合体航天器的历史控制输入和历史系统输出，通过极小化估计准则函数，对紧格式动态等价线性化模型中的伪雅各比矩阵的进行在线参数估计，得到伪雅各比矩阵估计值；根据伪雅各比矩阵的估计值，通过向前一步预报误差准则函数，得到下一时刻的控制输入估计值；将所述下一时刻的控制输入估计值作为组合体航天器下一时刻的控制输入，以完成组合体航天器姿态无模型的自适应控制。

【技术特征摘要】
1.一种组合体航天器姿态无模型的自适应控制方法，其特征在于，包括：根据组合体航天器的历史控制输入和历史系统输出，通过极小化估计准则函数，对紧格式动态等价线性化模型中的伪雅各比矩阵的进行在线参数估计，得到伪雅各比矩阵估计值；根据伪雅各比矩阵的估计值，通过向前一步预报误差准则函数，得到下一时刻的控制输入估计值；将所述下一时刻的控制输入估计值作为组合体航天器下一时刻的控制输入，以完成组合体航天器姿态无模型的自适应控制。2.根据权利要求1所述的组合体航天器姿态无模型的自适应控制方法，其特征在于，所述紧格式动态等价线性化模型的表达式为：Δy(k+1)＝Φc(k)Δu(k)其中：Δy(k+1)＝y(k+1)-y(k)，Δu(k)＝u(k)-u(k-1)其中，Δ表示变量的增量；y(k)表示在[k-1,k]时刻内的所有系统输出构成的向量；u(k)表示在[k-1,k]时刻内的所有控制输入构成的向量；Φc(k)表示伪雅各比矩阵。3.根据权利要求2所述的组合体航天器姿态无模型的自适应控制方法，其特征在于，所述根据组合体航天器的历史控制输入和历史系统输出，通过极小化估计准则函数，对紧格式动态等价线性化模型中的伪雅各比矩阵的进行在线参数估计，得到伪雅各比矩阵估计值，包括：根据组合体航天器的历史控制输入和历史系统输出，确定控制输入增量Δu(k-1)和系统输出增量Δy(k)；根据极小化估计准则函数，对伪雅各比矩阵Φc(k)求极值，得到参数自适应估计方程：将确定的控制输入增量Δu(k-1)和系统输出增量Δy(k)，代入所述参数自适应估计方程，求解得到伪雅各比矩阵估计值其中，表示控制输入实质增量；μ表示权重系数，ηk表示估计步长系数，τ表示调节参数。4.根据权利要求3所述的组合体航天器姿态无模型的自适应控制方法，其特征在于，所述极小化估计准则函数的表达式为：

【专利技术属性】
技术研发人员：贺亮，袁建平，宋婷，张宪亮，孙俊，
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