一种刚性飞行器的固定时间自适应姿态容错控制方法技术

一种刚性飞行器的固定时间自适应姿态容错控制方法，针对具有集中不确定性的刚性飞行器姿态镇定问题，设计了固定时间滑模面，保证了状态的固定时间收敛；引入神经网络逼近总不确定的函数，设计了神经网络固定时间控制器。本发明专利技术在外界干扰，转动惯量不确定，执行器饱和和故障的因素下，实现飞行器系统状态的固定时间一致最终有界的控制。

【技术实现步骤摘要】
一种刚性飞行器的固定时间自适应姿态容错控制方法
本专利技术涉及一种刚性飞行器的固定时间自适应姿态容错控制方法，特别是存在外部干扰，转动惯量矩阵不确定，执行器饱和和故障的刚性飞行器姿态镇定方法。
技术介绍
刚性飞行器姿态控制系统在刚性飞行器的健康，可靠的运动中扮演着重要的角色。在复杂的航天环境中，刚性飞行器姿态控制系统会受到各种外部干扰以及刚性飞行器在长期不断任务时存在的老化和失效等故障等影响。为了有效维持系统的性能，需要使其对外部干扰以及执行器故障具有较强的鲁棒性；另外，刚性飞行器还存在转动惯量矩阵不确定，因此控制饱和也是飞行器经常出现的问题。综上所述，刚性飞行器在执行任务时，需要一种在短时间内使系统稳定收敛，高精度的容错控制方法。滑模控制在解决系统不确定性和外部扰动方面被认为是一个有效的鲁棒控制方法。滑模控制方法具有算法简单、响应速度快、对外界噪声干扰和参数摄动鲁棒性强等优点。终端滑模控制是一种可以实现有限时间稳定性的传统滑模控制的改进方案。然而，现存的有限时间技术估计收敛时间需要知道系统的初始信息，这对于设计者是很难知道的。近年来，固定时间技术得到了广泛的应用，固定时间控制方法与现存的有限时间控制方法相比，具有无需知道系统的初始信息，也能保守估计系统的收敛时间的优越性。神经网络是线性参数化近似方法的中一种，可以被任意的其他近似方法取代，比如RBF神经网络，模糊逻辑系统等等。利用神经网络逼近不确定的性质，有效的结合固定时间滑模控制技术，减少外部干扰及系统参数不确定性对系统控制性能的影响，实现刚性飞行器姿态的固定时间控制。
技术实现思路
为了克服现有的刚性飞行器姿态控制系统存在的未知非线性问题，本专利技术提供一种刚性飞行器的固定时间自适应姿态容错控制方法，并且在系统存在外部干扰，转动惯量不确定，执行器饱和和故障的情况下，实现系统状态的固定时间一致最终有界的控制方法。为了解决上述技术问题提出的技术方案如下：一种刚性飞行器的固定时间自适应姿态容错控制方法，包括以下步骤：步骤1，建立刚性飞行器的运动学和动力学模型，初始化系统状态以及控制参数，过程如下：1.1刚性飞行器系统的运动学方程为：其中qv＝[q1,q2,q3]T和q4分别为单位四元数的矢量部分和标量部分且满足q1,q2,q3分别为映射在空间直角坐标系x,y,z轴上的值；分别是qv和q4的导数；为qv的转置；Ω∈R3是刚性飞行器的角速度；I3是R3×3单位矩阵；表示为：1.2刚性飞行器系统的动力学方程为：其中J∈R3×3是刚性飞行器的转动惯性矩阵；是刚性飞行器的角加速度；u＝[u1,u2,u3]T∈R3和d∈R3是控制力矩和外部扰动；D＝diag(D1,D2,D3)∈R3×3是3×3对称对角的执行器效率矩阵，满足0＜Di(t)≤1,i＝1,2,3；sat(u)＝[sat(u1),sat(u2),sat(u3)]T为执行器产生的实际控制力矩，sat(ui)为带有饱和特性的执行器，表示为sat(ui)＝sgn(ui)min{umi,|ui|}，umi为最大提供的控制力矩，sgn(ui)为符号函数，min{umi,|ui|}为两者的最小值；为了表示控制约束，sat(u)表示为sat(u)＝g(u)+ds(u)，g(u)＝[g1(u1),g2(u2),g3(u3)]T，gi(ui)为双曲正切函数ds(u)＝[ds1(u1),ds2(u2),ds3(u3)]T为近似误差矢量；根据中值定理，gi(ui)＝miui，0＜mi≤1；定义H＝DM＝diag(δ1m1,δ2m2,δ3m3)∈R3×3为3×3对称对角矩阵，M＝diag(m1,m2,m3)∈R3×3为3×3对称对角矩阵；Dsat(u)重新表示为：Dsat(u)＝Hu+Dds(u)，满足0＜h0≤Dimi≤1,i＝1,2,3，h0为未知正常数；Ω×表示为：1.3转动惯性矩阵J满足J＝J0+ΔJ，其中J0和ΔJ分别表示J的标称部分和不确定部分，则式(4)重新写成：进一步得到：对式(1)进行求导，得到：其中ΩT为Ω的转置；为qv的二阶导数；为J0的逆；表示为：分别为q1,q2,q3的导数；步骤2，针对外部扰动，转动惯量不确定，执行器饱和和故障的刚性飞行器系统，设计所需的滑模面，过程如下：选择固定时间滑模面S＝[S1,S2,S3]T∈R3为：其中，sgn(q1)，sgn(q2)，sgn(q3)均为符号函数；λ1和λ2为正常数；r1＝a1/b1，a1,b1为正常数，满足a1＞b1，i＝1,2,3；Sau＝[Sau1,Sau2,Sau3]T，表示为：其中r2＝a2/b2，a2,b2为正奇数，满足a2＜b2；0＜r2＜1，ε为一个很小的正常数；步骤3，设计神经网络固定时间控制器，过程如下：3.1定义神经网络为：Gi(Xi)＝Wi*TΦ(Xi)+εi(13)其中G＝[G1,G2,G3]T为不确定集合；为输入矢量，Φi(Xi)∈R4为神经网络基函数，Wi*∈R4为理想的权值矢量，定义为：其中Wi∈R4为权值矢量，εi为近似误差，满足|εi|≤εN,i＝1,2,3，εN为很小的正常数；为Wi*取其最小值所有的集合；3.2考虑固定时间控制器被设计为：其中为3×3对称的对角矩阵，为Θi的估计值Φ(X)＝[Φ(X1),Φ(X2),Φ(X3)]T；K1＝diag(k11,k12,k13)∈R3×3为3×3对称的对角矩阵；K2＝diag(k21,k22,k23)∈R3×3为3×3对称的对角矩阵；K3＝diag(k31,k32,k33)∈R3×3为对称的对角矩阵；k11,k12,k13,k21,k22,k23,k31,k32,k33为正常数；0＜r3＜1,r4＞1；sgn(S1),sgn(S2),sgn(S3)均为符号函数；3.3设计更新律为：其中γi＞0,pi＞0，为的导数，i＝1,2,3；Φ(Xi)选择为以下的sigmoid函数：其中l1,l2,l3和l4为近似参数，Φ(Xi)满足0＜Φ(Xi)＜Φ0，并且为两者中的最大值；步骤4，固定时间稳定性证明，过程如下：4.1证明刚性飞行器系统所有信号都是一致最终有界，设计李雅普诺夫函数为如下形式：其中i＝1,2,3；ST是S的转置；是的转置；对式(18)进行求导，得到：其中||Wi*||为Wi*的二范数；为二者的最小值，i＝1,2,3；为的二范数；因此，刚性飞行器系统所有信号都是一致最终有界的；4.2证明固定时间收敛，设计李雅普诺夫函数为如下形式：对式(21)进行求导，得到：其中υ2为一个大于零的上界值；min{k11,k12,k13}和min{k21,k22,k23}均为三者中的最小值；基于以上分析，刚性飞行器系统状态在固定时间一致最终有界。本专利技术在外界干扰，转动惯量不确定，执行器饱和和故障的因素下，运用固定时间自适应姿态容错控制方法，实现系统稳定控制，保证系统状态实现固定时间一致最终有界。本专利技术的技术构思为：针对含外部干扰，转动惯量不确定，执行器饱和和故障的刚性飞行器系统，利用滑模控制方法，再结合神经网络，设计了自适应神经网络控制器。固定时间滑模面的设计保证了系统状态的固定时间收敛。本专利技术在系统存在外界干扰，转动惯量不确定，执行器饱和和故障的情况下，实现系统状态的固定时间一致最终有界的控本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种刚性飞行器的固定时间自适应姿态容错控制方法，其特征在于：所述方法包括以下步骤：步骤1，建立刚性飞行器的运动学和动力学模型，初始化系统状态以及控制参数，过程如下：1.1刚性飞行器系统的运动学方程为：

【技术特征摘要】
1.一种刚性飞行器的固定时间自适应姿态容错控制方法，其特征在于：所述方法包括以下步骤：步骤1，建立刚性飞行器的运动学和动力学模型，初始化系统状态以及控制参数，过程如下：1.1刚性飞行器系统的运动学方程为：其中qv＝[q1,q2,q3]T和q4分别为单位四元数的矢量部分和标量部分且满足q1,q2,q3分别为映射在空间直角坐标系x,y,z轴上的值；分别是qv和q4的导数；为qv的转置；Ω∈R3是刚性飞行器的角速度；I3是R3×3单位矩阵；表示为：1.2刚性飞行器系统的动力学方程为：其中J∈R3×3是刚性飞行器的转动惯性矩阵；是刚性飞行器的角加速度；u＝[u1,u2,u3]T∈R3和d∈R3是控制力矩和外部扰动；D＝diag(D1,D2,D3)∈R3×3是3×3对称对角的执行器效率矩阵，满足0＜Di(t)≤1,i＝1,2,3；sat(u)＝[sat(u1),sat(u2),sat(u3)]T为执行器产生的实际控制力矩，sat(ui)为带有饱和特性的执行器，表示为sat(ui)＝sgn(ui)min{umi,|ui|}，umi为最大提供的控制力矩，sgn(ui)为符号函数，min{umi,|ui|}为两者的最小值；为了表示控制约束，sat(u)表示为sat(u)＝g(u)+ds(u)，g(u)＝[g1(u1),g2(u2),g3(u3)]T，gi(ui)为双曲正切函数ds(u)＝[ds1(u1),ds2(u2),ds3(u3)]T为近似误差矢量；根据中值定理，gi(ui)＝miui，0＜mi≤1；定义H＝DM＝diag(δ1m1,δ2m2,δ3m3)∈R3×3为3×3对称对角矩阵，M＝diag(m1,m2,m3)∈R3×3为3×3对称对角矩阵；Dsat(u)重新表示为：Dsat(u)＝Hu+Dds(u)，满足0＜h0≤Dimi≤1,i＝1,2,3，h0为未知正常数；Ω×表示为：1.3转动惯性矩阵J满足J＝J0+ΔJ，其中J0和ΔJ分别表示J的标称部分和不确定部分，则式(4)重新写成：进一步得到：对式(1)进行求导，得到：其中ΩT为Ω的转置；为qv的二阶导数；为J0的逆；表示为：分别为q1,q2,q3的导数；步骤2，针对外部扰动，转动惯量不确定，执行器饱和和故障的刚性飞行器系统，设计所需的滑模面，过程如下：选择固定时间滑模面S＝[S1,S2,...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈强，谢树宗，孙明轩，
申请(专利权)人：浙江工业大学，
类型：发明
国别省市：浙江,33