输入饱和航天器无退绕姿态跟踪控制方法技术

本发明专利技术公开了一种输入饱和航天器无退绕姿态跟踪控制方法，首先由给定的指令姿态和实际姿态计算误差姿态，然后根据反步法设计控制律，包括设计虚拟控制律和采用非线性阻尼设计反馈控制律两步，最后采用扩张状态观测器实时估计集总扰动项，得到姿态跟踪控制量u；采用所得控制量u对航天器进行控制。该方法控制的航天器系统能够在转动惯量未知、外部扰动存在、输入饱和的条件下，高精度跟踪指令姿态。相比于传统的输入饱和姿态控制方法，具有抗扰性和强鲁棒性，为姿态跟踪控制的工程实现提供了有效方案。

Non retractable attitude tracking control method for spacecraft with input saturation

The invention discloses an input saturated spacecraft attitude tracking control method without unwinding. Firstly, the error attitude is calculated from the given command attitude and the actual attitude. Then the control law is designed according to the backstepping method, which includes two steps: designing the virtual control law and designing the feedback control law with nonlinear damping. Finally, the extended state observation is adopted. The lumped perturbation term is estimated in real time and the attitude tracking control variable U is obtained. The spacecraft system controlled by this method can track command attitude with high precision under the condition of unknown moment of inertia, external disturbance and input saturation. Compared with the traditional input saturation attitude control method, the proposed method is robust and robust, and provides an effective scheme for the engineering implementation of attitude tracking control.

【技术实现步骤摘要】
输入饱和航天器无退绕姿态跟踪控制方法
本专利技术涉及一种输入饱和航天器无退绕姿态跟踪控制方法，属于自动控制领域。
技术介绍
现有的航天器姿态控制方法中，常采用参数化的描述方法来表示航天器的姿态，比如欧拉角、四元数、修正罗德里格参数等，然而这些参数化的描述方法都不能全局且唯一地描述完整的姿态构造空间，还可能引起控制作用下的姿态闭环系统出现退绕现象。退绕现象会导致原本只需小角度姿态机动就可以完成的姿控任务，却要通过相反方向的大角度姿态机动来实现，造成不必要的控制负担。目前，主要采用两类方法来避免退绕问题：一是在设计姿态控制算法时，采用旋转矩阵描述航天器姿态；二是设计姿态偏差函数，对采用四元数描述姿态的控制算法进行修正。在现有文献中，采用前一种方法时，一般考虑航天器的参数是确定的，限制了这些控制方法的在参数不确定情况下的工程应用；采用后一种方法时，得出的控制力矩是不连续的，会引起抖振问题。执行器的饱和特性往往会导致控制性能的下降，有时甚至引起系统失稳。现有文献对线性系统中的输入饱和问题进行了充分的研究，而对于航天器这类非线性系统的输入饱和问题则研究不多。近年来，出现了几种处理航天器执行机构饱和特性的方法，比如，逆正切函数法、显式饱和函数法、反缠绕方案和直接设计法等，这些方法将控制量限制在给定的范围内，避免执行器输出达到饱和值。此外，也有的文献将执行器饱和问题放在控制分配环节中进行处理。但是，上述方法并未在考虑执行器饱和特性的同时考虑参数不确定性和外部干扰的影响，也未同时考虑姿态控制的退绕现象，限制了上述现有控制方法的工程适用性。
技术实现思路
本专利技术的一方面提供了一种输入饱和航天器无退绕姿态跟踪控制方法，该方法控制的航天器系统能够在转动惯量未知、外部扰动存在、输入饱和的条件下，高精度跟踪指令姿态。相比于传统的输入饱和姿态控制方法，具有抗扰性和强鲁棒性，为姿态跟踪控制的工程实现提供了有效方案。包括以下步骤：步骤S100：输入指令姿态(Rd,ωd)；步骤S200：计算指令姿态与实际姿态之间的误差量；步骤S300：构造虚拟控制量所述虚拟控制律为：式中，K为对称正定矩阵，S为姿态误差向量；步骤S400：建立被控对象的航天器姿态跟踪运动的数学模型，建立关于所述误差角速度向量与虚拟控制量之差的辅助变量动态数学模型，采用非线性阻尼方法，针对所述航天器姿态跟踪运动的数学模型，并考虑辅助变量动态数学模型设计非线性阻尼控制律，构造扩张状态观测器，通过所述扩张状态观测器实时估计所述集总扰动G，得到所述集总扰动G的估计值代入所述辅助变量动态数学模型中，对所述非线性阻尼控制律所得控制量进行补偿控制，得到姿态跟踪控制量u；步骤S500：将所述姿态跟踪控制量输入待控制航天器，判断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控制要求。优选的，所述建立被控对象的航天器姿态跟踪运动的数学模型包括以下步骤：步骤S411：定义航天器姿态跟踪运动的坐标系及运动参数；步骤S412：将所述航天器姿态跟踪运动的运动参数，代入航天器姿态运动的数学模型中，根据所述误差方向余弦矩阵误差角速度向量所述虚拟控制律和所述航天器姿态运动的数学模型，得到航天器姿态跟踪运动的数学模型。优选的，所述步骤S412包括：将航天器实际姿态元素rbij为OCXbYbZb系和OeXeYeZe系相应基向量之间的方向余弦；航天器实际角速度ωb＝[ωbx,ωby,ωbz]T，ωbx、ωby、ωbz分别为绕OCXb轴、OCYb轴、OCZb轴方向的角速度，记姿态运动广义坐标为(Rb,ωb)代入所述航天器姿态运动的数学模型：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指令，u1、u2、u3分别为OCXb轴、OCYb轴、OCZb轴方向的控制力矩指令，d＝[d1,d2,d3]T为作用在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)为时变转动惯量矩阵，展开式为：J(t)＝J0+ΔJ(t)(11)J0为已知的转动惯量标称值，ΔJ(t)表示转动惯量中未知的时变不确定部分；表示J(t)的一阶微分，表示转动惯量变化引起的附加时变参数矩阵；为ωb的叉乘矩阵，即sat(u)表示执行器饱和特性，展开式为sat(u)＝σu(t)+u(t)(13)式中，σu(t)＝[σu1(t),σu2(t),σu3(t)]T为超过饱和限制的控制信号，σui(t),i∈{1,2,3}定义为：根据所述误差方向余弦矩阵误差角速度向量所述虚拟控制律和所述航天器姿态运动的数学模型，得到航天器姿态跟踪运动的数学模型：优选的，所述建立辅助变量动态数学模型的步骤，包括以下步骤：步骤S421：定义辅助变量z为所述误差角速度向量与虚拟控制量之差满足式(16)：步骤S422：令姿态跟踪控制量u为：对式(16)微分，并代入所述航天器姿态跟踪运动的数学模型式(15)和所述姿态跟踪控制量u式(17)，得所述辅助变量动态数学模型：式中，为G的估计值，ue为非线性阻尼控制量，F按式(19)计算，H按式(20)计算：式中，集总扰动G的展开式为：优选的，所述非线性阻尼控制律ue：式中，β为大于1的正数，非线性项Ψ1和Ψ2的计算方法为式中，K1为正定矩阵，γ、ks为大于0的常数优选的，所述扩张状态观测器为：式中，Z1＝J0z为观测量；为Z1的估计值；为观测量估计误差；Z2＝G表示扩张状态变量；为Z2的估计值，即即为集总扰动的估计值；观测器参数α、β0、β1、β2、β3、β4均为大于零的正数。优选的，所述扩张状态观测器为：其中，β01,β02＞0为观测器增益，函数fal(x,α,δ)定义为：fal(xi,α,δ),i∈{1,2,3}定义为：优选的，所述指令姿态与所述实际姿态之间的误差量包括误差方向余弦矩阵姿态误差向量S和误差角速度向量优选的，所述误差方向余弦矩阵按式(1)计算：式中，Rb为实际方向余弦矩阵，Rd为指令方向余弦矩阵。优选的，所述误差角速度向量按式(2)计算：式中，ωb为实际角速度向量，ωd为指令角速度向量；所述姿态误差向量S按式(3)计算：式中，a1、a2、a3为互不相同的大于1的正实数；e1、e2、e3分别表示3×3单位矩阵I的第1、2、3列向量，即e1＝[1,0,0]T、e2＝[0,1,0]T、e3＝[0,0,1]T。本专利技术的有益效果包括但不限于：(1)本专利技术所提供的输入饱和航天器无退绕姿态跟踪控制方法，避免了采用四元数等其他全局不唯一姿态描述法可能出现的退绕问题，计算出的控制量光滑连续，避免了控制抖振问题。控制工程师在应用过程中可以根据任务需求给定指令姿态，并将由本方法得到的控制量传输至执行机构实现姿态控制功能。(2)本专利技术所提供的输入饱和航天器无退绕姿态跟踪控制方法，能够在执行器饱和的条件下实现高精度姿态跟踪控制，受控航天器从一个状态到另一个状态调整所需时间缩短，控制精度得到提高。解决了传统控制方法在执行器饱和时控制品质下降的问题。(3)本专利技术所提供的输入饱和航天器无退绕姿态跟踪控制方法，能够在存在外本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种输入饱和航天器无退绕姿态跟踪控制方法，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：计算指令姿态与实际姿态之间的误差量；步骤S300：构造虚拟控制量

【技术特征摘要】
1.一种输入饱和航天器无退绕姿态跟踪控制方法，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：计算指令姿态与实际姿态之间的误差量；步骤S300：构造虚拟控制量所述虚拟控制律为：式中，K为对称正定矩阵，S为姿态误差向量；步骤S400：建立被控对象的航天器姿态跟踪运动的数学模型，建立关于所述误差角速度向量与所述虚拟控制量之差的辅助变量动态数学模型，采用非线性阻尼方法，针对所述航天器姿态跟踪运动的数学模型，并考虑辅助变量动态数学模型设计非线性阻尼控制律，构造扩张状态观测器，通过所述扩张状态观测器实时估计所述集总扰动G，得到所述集总扰动G的估计值代入所述辅助变量动态数学模型中，对所述非线性阻尼控制律所得控制量进行补偿控制，得到姿态跟踪控制量u；步骤S500：将所述姿态跟踪控制量输入待控制航天器，判断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控制要求。2.根据权利要求1所述的输入饱和航天器无退绕姿态跟踪控制方法，其特征在于，所述建立被控对象的航天器姿态跟踪运动的数学模型包括以下步骤：步骤S411：定义航天器姿态跟踪运动的坐标系及运动参数；步骤S412：将所述航天器姿态跟踪运动的运动参数，代入航天器姿态运动的数学模型中，根据所述误差方向余弦矩阵误差角速度向量所述虚拟控制律和所述航天器姿态运动的数学模型，得到航天器姿态跟踪运动的数学模型。3.根据权利要求2所述的输入饱和航天器无退绕姿态跟踪控制方法，其特征在于，所述步骤S412包括：将航天器实际姿态元素rbij为OCXbYbZb系和OeXeYeZe系相应基向量之间的方向余弦；航天器实际角速度ωb＝[ωbx,ωby,ωbz]T，ωbx、ωby、ωbz分别为绕OCXb轴、OCYb轴、OCZb轴方向的角速度，记姿态运动广义坐标为(Rb,ωb)代入所述航天器姿态运动的数学模型：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指令，u1、u2、u3分别为OCXb轴、OCYb轴、OCZb轴方向的控制力矩指令，d＝[d1,d2,d3]T为作用在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)为时变转动惯量矩阵，展开式为：J(t)＝J0+ΔJ(t)(11)J0为已知的转动惯量标称值，ΔJ(t)表示转动惯量中未知的时变不确定部分；表示J(t)的一阶微分，表示转动惯量变化引起的附加时变参数矩阵；为ωb...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨雅君，杨雪榕，张学阳，潘升东，辛朝军，胡敏，
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