考虑网络传输以及执行器饱和的航天器自抗扰控制方法技术

本发明专利技术公开了一种考虑网络传输以及执行器饱和的航天器自抗扰控制方法，首先通过设计跟踪微分器为系统的期望姿态安排合适的过渡过程，同时获取期望值得微分信号为后续控制器设计做准备；然后利用网络协议输出的姿态角测量信号设计非线性采样扩张状态观测器，对航天器系统中的状态以及耦合、外部干扰等形成的非线性不确定项进行实时估计，并将非线性不确定项的估计值补偿到含有抗饱和补偿器的误差反馈控制率中；本发明专利技术不仅能够避免内外干扰等非线性因素对系统造成不利影响，又能够确保执行机构在饱和范围内对航天器姿态实施精准地控制，为空间操作任务的顺利完成提供保障。本发明专利技术具有良好的控制效果，并且可广泛应用于其他非线性网络化控制系统中。

【技术实现步骤摘要】
考虑网络传输以及执行器饱和的航天器自抗扰控制方法
本专利技术属于空间机器人网络化控制系统伺服控制领域，涉及一种考虑网络传输以及执行器饱和的航天器自抗扰控制方法。
技术介绍
航天器姿态控制是航天器在规定或预先确定的参考方向上定向的过程，但由于在轨运行的航天器不可避免地受到重力梯度力矩、太阳光压力矩、气动力矩等各种外部环境的干扰以及有效载荷活动部件的转动、飞轮安装误差及难于精确建模的摩擦、挠性结构的耦合等内部干扰。因此，航天器姿态控制是一个多输入多输出、强耦合的不确定非线性系统。为了确保对复杂环境下的航天器实施精准的姿态控制，目前相关研究人员已提出PID控制、滑模控制、最优控制等控制策略。其中，PID控制方法虽然简单有效，随着对控制精度要求的不断提高和系统特性的复杂多变，PID控制显示了其不足之处；滑模控制鲁棒性强，干扰抑制效果较好，但是会出现系统输出抖振等现象，在要求高精度的航天器姿态控制中，这种抖动是不能容忍的；最优控制是依赖于模型设计的，鲁棒性不强的控制策略，这从一定程度上限制了它在要求高可靠性的航天工程领域的应用。同时随着计算机网络技术的发展，网络和控制结合的技术也日趋成熟。网络化控制系统体现出较高的诊断能力，安装、扩展与维护的便捷性，实现资源共享和远程控制，降低系统重量和体积，增强系统的灵活性和可靠性等优点，并已在智能交通、楼宇自动化、航天器等领域中得到广泛应用。但是采用网络传输信息会引入丢包、延迟等问题，影响系统稳定性。除此之外，为了确保航天器在规定范围内运行，其执行机构会受到一定的饱和约束。因此，在信号网络化传输条件下，寻求一种不基于精准模型的抗干扰主动控制方法，确保航天器系统在安全范围内完成定向任务显得尤为重要。自二十世纪九十年代不基于系统模型的自抗扰控制技术被提出以来，其已被广泛应用于非线性最小相位系统、非最小相位系统、分数阶系统、多输入多输出系统等复杂非线性系统中。自抗扰控制技术的主要核心思想为：利用系统的测量输出信息，对系统状态以及由未建模动态和内外干扰形成的非线性不确定项进行实时估计，并将非线性不确定项的估计值补偿到误差反馈控制器中，从而实现了系统的动态反馈线性化。
技术实现思路
本专利技术的目的在于针对航天器姿态控制受网络传输影响、内外扰动影响及控制饱和约束影响等问题，提供一种考虑网络传输以及执行器饱和的航天器自抗扰控制方法，该方法用于解决带有执行器饱和及外部干扰等时变非线性不确定项的航天器姿态控制，保证其在自身安全范围内顺利完成空间定向任务。为达到上述目的，本专利技术采用以下技术方案予以实现：考虑网络传输以及执行器饱和的航天器自抗扰控制方法，其特征在于，包括以下步骤：第一步：构建带有执行器饱和的航天器系统姿态动力学模型；第二步：设计跟踪微分器；第三步：设计非线性采样扩张状态观测器，估计系统状态和非线性不确定项；第四步：设计复合控制器；第五步：求解航天器姿态跟踪误差状态的收敛域以及抗饱和系数。本专利技术进一步的改进在于：步骤一中，航天器近似为刚体，由动量矩定理，将其动力学方程写成：其中，J＝diag(Jx,Jy,Jz)为沿航天器本体主惯量轴的转动惯量矩阵，diag(·)表示对角矩阵，ω＝[ωx,ωy,ωz]T为航天器相对惯性坐标系的瞬时转速在本体坐标系中的矢量，上标T表示向量或者矩阵转置，定义斜对称矩阵S(ω)为：d(t)＝[dx,dy,dz]T为作用在航天器上的外干扰力矩矢量，sat(u(t))＝[sat(u1),sat(u2),sat(u3)]T为饱和控制力矩矢量，sat(uj(t))，j＝1,2,3的具体表达式如下：sat(uj(t))＝sign(uj(t))min(|uj(t)|,1)其中，sign(·)为符号函数：如果uj(t)＞0，sign(uj(t))＝1；uj(t)＝0，sign(uj(t))＝0；uj(t)＜0，sign(uj(t))＝-1；采用欧拉角描述航天器的姿态，其运动学方程为：其中，θ和ψ分别为航天器的滚转角、俯仰角和偏航角，和分别为航天器的滚转角速度、俯仰角速度和偏航角速度；联立式(1)和(2)，得到带有执行器饱和的航天器姿态动力学模型：其中，为系统状态，并且f(x(t))＝[fx,fy,fz]T为系统中耦合以及外部干扰带来的非线性不确定项，并且：系数矩阵A1、B1和C1分别为：Bp＝diag(b1,b2,b3)，其中，03×3和I3×3分别表示三阶零矩阵和三阶单位矩阵。步骤二中，跟踪微分器如下：其中，为航天器姿态角的期望值并作为跟踪微分器的输入信号，v1(t)＝[v11(t),v12(t),v13(t)]T和v2(t)＝[v21(t),v22(t),v23(t)]T为跟踪微分器的输出信号，并且v1(t)是x1d(t)的跟踪信号，v2(t)是x1d(t)的近似微分信号，r0和h分别为跟踪微分器的速度因子和滤波因子；fhan(t,r0,h)＝[fhan1(t,r0,h),fhan2(t,r0,h),fhan3(t,r0,h)]T，并且fhanj(t,r0,h)的表达式为：忽略跟踪微分器对信号造成的误差，即假设x1d(t)＝v1(t)，步骤三设计非线性采样扩张状态观测器，估计系统状态和非线性不确定项的具体方法如下：首先，设饱和函数sat(uj(t))的近似函数如下所示：式中，ε0为正常数；该饱和函数连续可导，并且满足和dsat(uj(t))/duj(t)≤1；因此，原带有执行器饱和的航天器系统(3)改写为：其中，并且：利用网络协议获取测量信号并设计非线性采样扩张状态观测器形式如式(6)所示：其中，为非线性采样扩张状态观测器的输出状态，且z1(t)＝[z11(t),z12(t),z13(t)]T，z2(t)＝[z21(t),z22(t),z23(t)]T，z3(t)＝[z31(t),z32(t),z33(t)]T，表示Λ＝diag(εI3×3,I3×3,ε-1I3×3)，ε为非线性采样扩张状态观测器的可调参数，η(t)∈R3为两次网络传输时刻间的系统输出预测值，R3表示三维实向量空间，表示表示关于的非线性函数，R9表示九维实向量空间，表示正整数，hy(i,ey(ti))为网络协议，系数矩阵A2和B2分别为：步骤四中，设计复合控制器的具体方法如下：根据非线性采样扩张状态观测器(6)的观测值z1(t)和z2(t)以及跟踪微分器的输出值v1(t)和v2(t)，设误差信号：其中，r1(t)＝[r11(t),r12(t),r13(t)]T和r2(t)＝[r21(t),r22(t),r23(t)]T；基于以上误差信号(7)和非线性采样扩张状态观测器(6)对系统中非线性不确定项的估计值z3(t)，并且考虑执行器饱和问题，该航天器系统(4)中的复合制器设计为：其中，是关于误差r1(t)和r2(t)的非线性函数，设且：K为控制器可调增益，λ(sat(u(t))-u(t))为抗饱和补偿器，λ为抗饱和系数。步骤五中，求解航天器姿态跟踪误差状态的收敛域以及抗饱和系数的具体方法如下：考虑航天器姿态跟踪误差状态r(t)，如果存在正定对称矩阵P2∈R6×6，正定对角矩阵S1∈R3×3和S2∈R3×3，矩阵H∈R3×6，正实数R1和ρ，使以下凸最优问题：有最优解；则，区域Ω(P2,ρ)＝{r(t本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.考虑网络传输以及执行器饱和的航天器自抗扰控制方法，其特征在于，包括以下步骤：第一步：构建带有执行器饱和的航天器系统姿态动力学模型；第二步：设计跟踪微分器；第三步：设计非线性采样扩张状态观测器，估计系统状态和非线性不确定项；第四步：设计复合控制器；第五步：求解航天器姿态跟踪误差状态的收敛域以及抗饱和系数。

【技术特征摘要】
1.考虑网络传输以及执行器饱和的航天器自抗扰控制方法，其特征在于，包括以下步骤：第一步：构建带有执行器饱和的航天器系统姿态动力学模型；第二步：设计跟踪微分器；第三步：设计非线性采样扩张状态观测器，估计系统状态和非线性不确定项；第四步：设计复合控制器；第五步：求解航天器姿态跟踪误差状态的收敛域以及抗饱和系数。2.根据权利要求1所述的考虑网络传输以及执行器饱和的航天器自抗扰控制方法，其特征在于，步骤一中，航天器近似为刚体，由动量矩定理，将其动力学方程写成：其中，J＝diag(Jx,Jy,Jz)为沿航天器本体主惯量轴的转动惯量矩阵，diag(·)表示对角矩阵，ω＝[ωx,ωy,ωz]T为航天器相对惯性坐标系的瞬时转速在本体坐标系中的矢量，上标T表示向量或者矩阵转置，定义斜对称矩阵S(ω)为：d(t)＝[dx,dy,dz]T为作用在航天器上的外干扰力矩矢量，sat(u(t))＝[sat(u1),sat(u2),sat(u3)]T为饱和控制力矩矢量，sat(uj(t))，j＝1,2,3的具体表达式如下：sat(uj(t))＝sign(uj(t))min(|uj(t)|,1)其中，sign(·)为符号函数：如果uj(t)＞0，sign(uj(t))＝1；uj(t)＝0，sign(uj(t))＝0；uj(t)＜0，sign(uj(t))＝-1；采用欧拉角描述航天器的姿态，其运动学方程为：其中，θ和ψ分别为航天器的滚转角、俯仰角和偏航角，和分别为航天器的滚转角速度、俯仰角速度和偏航角速度；联立式(1)和(2)，得到带有执行器饱和的航天器姿态动力学模型：其中，为系统状态，并且f(x(t))＝[fx,fy,fz]T为系统中耦合以及外部干扰带来的非线性不确定项，并且：系数矩阵A1、B1和C1分别为：Bp＝diag(b1,b2,b3)，其中，03×3和I3×3分别表示三阶零矩阵和三阶单位矩阵。3.根据权利要求1所述的考虑网络传输以及执行器饱和的航天器自抗扰控制方法，其特征在于，步骤二中，跟踪微分器如下：其中，为航天器姿态角的期望值并作为跟踪微分器的输入信号，v1(t)＝[v11(t),v12(t),v13(t)]T和v2(t)＝[v21(t),v22(t),v23(t)]T为跟踪微分器的输出信号，并且v1(t)是x1d(t)的跟踪信号，v2(t)是x1d(t)的近似微分信号，r0和h分别为跟踪微分器的速度因子和滤波因子；fhan(t,r0,h)＝[fhan1(t,r0,h),fhan2(t,r0,h),fhan3(t,r0,h)]T，并且fhanj(t,r0,h)的表达式为：忽略跟踪微分器对信号造成的误差，即假设x1d(t)＝v1(t)，4.根据权利要求3所述的考虑网络传输以及执行器饱和的航天器自抗扰控制方法，其...

【专利技术属性】
技术研发人员：袁源，于洋，袁建平，孙冲，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：陕西,61