转动惯量时变航天器逆最优自适应姿态跟踪控制方法技术

本发明专利技术公开了一种转动惯量时变航天器逆最优自适应姿态跟踪控制方法，包括以下步骤：步骤S100：输入指令姿态；步骤S200：计算指令姿态与实际姿态之间的姿态误差量；步骤S300：根据姿态误差量计算线性回归矩阵F1、F2、F3、G1、G2和G3；步骤S400：根据所述线性回归矩阵F1、F2、F3、G1、G2和G3实时计算未知参数向量ξ、θ、η的估计值

【技术实现步骤摘要】
转动惯量时变航天器逆最优自适应姿态跟踪控制方法
本专利技术涉及一种转动惯量时变航天器逆最优自适应姿态跟踪控制方法，属于自动控制

技术介绍
航天器在轨运行时，为了完成它所承担任务，必须确保其本体在空间中相对某个参考坐标系具有期望的指向。航天器姿态控制就是控制航天器的本体在空间中指向的技术，包括姿态机动和姿态跟踪两个方面。姿态机动是将航天器姿态调整到预定的指令姿态方向，待航天器姿态控制稳定后航天器姿态在空间中保持恒定。而姿态跟踪则要求航天器姿态连续跟踪变化的指令姿态，控制稳定后航天器的姿态运动轨迹与指令姿态运动轨迹保持一致。许多空间任务都需要航天器具备姿态跟踪能力，比如对地观测任务中遥感卫星的照相机需要对准地面，导弹预警任务中预警卫星的红外探测器需要要对准移动中的导弹。航天器的姿态跟踪运动具有非线性、干扰复杂、不确定等特点，因此，姿态跟踪控制已成为航天器控制的难点。已有针对航天器姿态跟踪控制的研究大都基于刚体模型，即假设航天器整体是刚性的，未考虑在轨运行时航天器转动惯量会因为燃料的消耗或转移、太阳能帆板展开、机械臂操作等原因而发生的非刚性改变。自适应控制方法对被控对象的参数摄动具有鲁棒性，为航天器姿态跟踪控制提供了一种有效手段。但是，传统的自适应姿态跟踪控制方法仅将航天器的转动惯量摄动考虑为未知常量，并且没有抑制外部干扰对航天器姿态的影响。现有自适应姿态跟踪控制方法仅能使结构比较简单、外部干扰力矩较小的航天器有效跟踪指令姿态，无法适用于转动惯量连续变化的情况，限制了自适应控制方法在大型复杂航天器上的应用。
技术实现思路
根据本专利技术的一个方面提供一种参数时变航天器逆最优自适应姿态跟踪控制方法。该方法在自适应控制方法的基础上，针对大型航天器转动惯量连续变化和受外部干扰显著的问题，结合非线性阻尼技术设计了逆最优自适应控制方案，通过调节控制参数将干扰力矩对姿态跟踪精度的影响削弱到任意小的范围内。包括以下步骤：步骤S100：输入指令姿态(Rd,ωd)；步骤S200：计算所述指令姿态与实际姿态之间的姿态误差量；步骤S300：构造线性回归矩阵F1、F2、F3、G1、G2和G3，并根据所述姿态误差量计算所述线性回归矩阵F1、F2、F3、G1、G2和G3；步骤S400：根据所述线性回归矩阵F1、F2、F3、G1、G2和G3，实时计算未知参数向量ξ、θ、η的估计值根据所述估计值设计逆最优自适应控制律；步骤S500：根据所述逆最优自适应控制律计算姿态跟踪控制量，将所述姿态跟踪控制量输入待控制航天器，判断所述待控制航天器的实际姿态与期望姿态的姿态误差角是否满足控制要求，如果不满足则测量受控航天器的实际姿态并返回所述步骤S200中；步骤S600：重复步骤S200～S500直至所述待控制航天器的实际姿态满足所述控制要求。优选的，指令姿态为广义坐标表示的指令姿态。可选的，姿态误差量包括：误差方向余弦矩阵和误差角速度向量分别按式(1)～(2)计算得到：其中，Rb为3×3阶实际的方向余弦矩阵，ωb为实际角速度向量，上标T表示向量或矩阵的转置。可选的，根据所述姿态误差量计算线性回归矩阵F1、F2、F3、G1、G2和G3的步骤，包括以下步骤：步骤S310：按公式(3)计算姿态误差向量S：其中，a1、a2、a3为互不相同的正实数，e1、e2、e3分别为e1＝[1,0,0]T、e2＝[0,1,0]T、e3＝[0,0,1]T；步骤S320：按公式(4)计算姿态误差矩阵C：其中，矩阵I为单位矩阵，即步骤S330：按公式(5)计算辅助变量z：其中，K1为3×3阶正定对称矩阵；步骤S340：根据所述姿态误差量所述姿态误差向量S、所述姿态误差矩阵C、所述辅助变量z和航天器的姿态运动数学模型，建立所述转动惯量时变航天器姿态跟踪运动的数学模型，根据所述转动惯量时变航天器姿态跟踪运动的数学模型计算回归矩阵F1、F2、F3、G1、G2和G3。优选的，所述建立所述转动惯量时变航天器姿态跟踪运动的数学模型步骤，包括以下步骤：步骤S341：定义所述航天器姿态跟踪运动的坐标系及运动参数：步骤S342：根据所述航天器姿态跟踪运动的坐标系及运动参数，得到公式(6)所示的所述航天器的姿态运动数学模型：式中，表示Rb的一阶微分，表示ωb的一阶微分，u＝[u1,u2,u3]T为作用在航天器上的控制力矩向量，u1、u2、u3分别为OCXb轴、OCYb轴、OCZb轴方向的控制力矩，d＝[d1,d2,d3]T为作用在所述航天器上的干扰力矩向量，d1、d2、d3分别为OCXb轴、OCYb轴、OCZb轴方向的干扰力矩，J(t)＝J0-J1Ψ(t)为随时间变化的转动惯量矩阵，表示J(t)的一阶微分，其中，J0如公式(8)所示表示转动惯量中不随时间变化的刚性参数，J1如公式(9)所示表示转动惯量中随时间变化的非刚性部分的系数矩阵，J(t)中的Ψ(t)为转动惯量非刚性部分的已知时变函数矩阵，是3×3阶方阵，为Ψ(t)的一阶微分，如公式(10)所示表示转动惯量变化引起的附加时变参数矩阵，是3×3阶方阵：h0如公式(11)所示表示附加时变参数矩阵中的常系数对角阵，Γ(t)为附加时变参数矩阵中的已知3维时变函数向量；步骤S343：根据所述姿态误差量、所述姿态误差向量S、所述姿态误差矩阵C、所述辅助变量z和所述航天器的姿态运动数学模型得到如公式(14)所示的所述转动惯量时变航天器姿态跟踪运动的数学模型：式中，为指令角速度向量ωd的一阶微分。优选的，所述回归矩阵F1和G1的计算方法为：令所述转动惯量时变航天器姿态跟踪运动的数学模型中的J1＝h0＝03×3，得公式(18)：式中，设ξ＝[J0(1,1),J0(1,2),J0(1,3),J0(2,2),J0(2,3),J0(3,3)]T，按公式(19)计算F1：按公式(20)计算G1：式中，算子表示求中括号[·]内函数关于向量ξ的偏导数。优选的，所述回归矩阵F2和G2的计算方法为：令所述转动惯量时变航天器姿态跟踪运动的数学模型中的J0＝h0＝03×3得：设θ＝[J1(1,1),J1(1,2),J1(1,3),J1(2,2),J1(2,3),J1(3,3)]T，按公式(22)计算F2：按公式(23)计算G2：式中，算子表示求中括号[·]内函数关于向量θ的偏导数。可选的，所述回归矩阵F3和G3的计算方法为：令所述转动惯量时变航天器姿态跟踪运动的数学模型中的J0＝J1＝03×3得：设η＝[h01,h02,h03]T，按公式(25)计算F3：按公式(26)计算G3：式中，算子表示求中括号{·}内函数关于向量θ的偏导数。优选的，所述所述步骤S400包括以下步骤：步骤S410：按公式(27)计算所述估计值式中，γ1、γ2、γ3为大于零的正数，函数Proj(·,·)为投影函数，设p是3维或6维向量，Ξi也是3维或6维向量，则Proj(·,·)的定义为：式中，εi,δi＞0为正实数；步骤S420：根据所述估计值设计得到逆最优自适应控制律：式中，ue为非线性阻尼控制量，按公式(30)计算ue：式中，K为3×3阶正定对称矩阵，K-1为K的逆矩阵；β为大于2的正数；按公式(31)计算Ψ1：按公式(32)计算Ψ2：式中，γ为正数，Kp为正数；根据计算的方法为：根据计算，本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种转动惯量时变航天器逆最优自适应姿态跟踪控制方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤S100：输入指令姿态(Rd,ωd)；步骤S200：计算所述指令姿态与实际姿态之间的姿态误差量；步骤S300：构造线性回归矩阵F1、F2、F3、G1、G2和G3，并根据所述姿态误差量计算所述线性回归矩阵F1、F2、F3、G1、G2和G3；步骤S400：根据所述线性回归矩阵F1、F2、F3、G1、G2和G3，实时计算未知参数向量ξ、θ、η的估计值

【技术特征摘要】
1.一种转动惯量时变航天器逆最优自适应姿态跟踪控制方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤S100：输入指令姿态(Rd,ωd)；步骤S200：计算所述指令姿态与实际姿态之间的姿态误差量；步骤S300：构造线性回归矩阵F1、F2、F3、G1、G2和G3，并根据所述姿态误差量计算所述线性回归矩阵F1、F2、F3、G1、G2和G3；步骤S400：根据所述线性回归矩阵F1、F2、F3、G1、G2和G3，实时计算未知参数向量ξ、θ、η的估计值根据所述估计值设计逆最优自适应控制律；步骤S500：根据所述逆最优自适应控制律计算姿态跟踪控制量，将所述姿态跟踪控制量输入待控制航天器，判断所述待控制航天器的实际姿态与期望姿态的姿态误差角是否满足控制要求，如果不满足则测量受控航天器的实际姿态并返回所述步骤S200中；步骤S600：重复步骤S200～S500直至所述待控制航天器的实际姿态满足所述控制要求。2.根据权利要求1所述的转动惯量时变航天器逆最优自适应姿态跟踪控制方法，其特征在于，所述指令姿态为广义坐标表示的指令姿态。3.根据权利要求1所述的转动惯量时变航天器逆最优自适应姿态跟踪控制方法，其特征在于，所述姿态误差量包括：误差方向余弦矩阵和误差角速度向量分别按式(1)～(2)计算得到：其中，Rb为3×3阶实际的方向余弦矩阵，ωb为实际角速度向量，上标T表示向量或矩阵的转置。4.根据权利要求1所述的转动惯量时变航天器逆最优自适应姿态跟踪控制方法，其特征在于，所述根据所述姿态误差量计算线性回归矩阵F1、F2、F3、G1、G2和G3的步骤，包括以下步骤：步骤S310：按公式(3)计算姿态误差向量S：其中，a1、a2、a3为互不相同的正实数，e1、e2、e3分别为e1＝[1,0,0]T、e2＝[0,1,0]T、e3＝[0,0,1]T；步骤S320：按公式(4)计算姿态误差矩阵C：其中，矩阵I为单位矩阵，即步骤S330：按公式(5)计算辅助变量z：其中，K1为3×3阶正定对称矩阵，为误差角速度向量；步骤S340：根据所述姿态误差量、所述姿态误差向量S、所述姿态误差矩阵C、所述辅助变量z和航天器的姿态运动数学模型，建立所述转动惯量时变航天器姿态跟踪运动的数学模型，根据所述转动惯量时变航天器姿态跟踪运动的数学模型计算回归矩阵F1、F2、F3、G1、G2和G3；所述建立所述转动惯量时变航天器姿态跟踪运动的数学模型步骤，包括以下步骤：步骤S341：定义所述航天器姿态跟踪运动的坐标系及运动参数：步骤S342：根据所述航天器姿态跟踪运动的坐标系及运动参数，得到公式(6)所示的所述航天器的姿态运动数学模型：式中，表示Rb的一阶微分，表示ωb的一阶微分，u＝[u1,u2,u3]T为作用在航天器上的控制力矩向量，u1、u2、u3分别为OCXb轴、OCYb轴、OCZb轴方向的控制力矩，d＝[d1,d2,d3]T为作用在所述航天器上的干扰力矩向量，d1、d2、d3分别为OCXb轴、OCYb轴、OCZb轴方向的干扰力矩，J(t)＝J0-J1Ψ(t)为随时间变化的转动惯量矩阵，表示J(t)的一阶微分，其中，J0如公式(8)所示表示转动惯量中不随时间变化的刚性参数，J1如公式(9)所示表示转动惯量中随时间变化的非刚性部分的系数矩阵，J(t)中的Ψ(t)为转动惯量...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨雅君，杨雪榕，潘升东，辛朝军，张学阳，殷志勇，
申请(专利权)人：中国人民解放军战略支援部队航天工程大学，
类型：发明
国别省市：北京,11