基于特征结构配置的鲁棒Hinf航天器指向控制方法及系统，该特征结构配置方法设计的控制器能够为控制系统提供具有所期望特性或结构的所有控制律的完全参数化表示，而后根据航天器自身特点设计合理的约束条件来选择控制律中自由参数。本发明专利技术方法以特征结构配置方法为主，进行卫星鲁棒Hinf高精度指向控制设计，根据设计的闭环控制系统结果，确定合理的闭环系统的特征值，依据现有卫星控制器规范化结构进行调整，使得星上闭环控制系统的主特征值与本发明专利技术一致，进而令闭环系统具有相似的运动特性。经过带有大挠性结构不确定航天器在轨验证表明，不仅具有较强收敛鲁棒稳定性，而且能够确保在轨长期运行中保持高精度指向任务需求，进而提高系统的可靠性。
【技术实现步骤摘要】
基于特征结构配置的鲁棒Hinf航天器指向控制方法及系统
本专利技术涉及一种基于特征结构配置的鲁棒Hinf航天器高精度指向控制方法及系统，完善了带有大型挠性附件航天器控制系统设计中传统控制器的带宽低稳态响应时间长问题，采用现代控制理论方法通过配置系统的特征值和特征向量来提高闭环系统的响应性和鲁棒性，属于卫星控制
技术介绍
携带有臂长和反射器直径均十几米的大型挠性附件的航天器，在设计控制器参数时主要采用传统的设计方法，即通过降低系统带宽的方法使得闭环系统的频率低于挠性附件基频数倍，避免系统共振问题。但该方法带来的问题是闭环系统的稳态响应时间较长，当卫星从一种工作模式切换至另一种工作模式过程中都需要有一段较长时间的稳态过程，或者有效载荷在轨测试期间，需要卫星姿态配合机动使得大型挠性天线指向不同地面参考点，那么，控制系统的这种较慢速响应势必会影响有效载荷的指向稳态时间，进而影响通信等业务工作。因此，需要在设计控制器参数时借鉴现代控制理论方法。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题是：克服现有设计的不足，提供一种基于特征结构配置的鲁棒Hinf航天器高精度指向控制方法，实现了大型挠性有效载荷指向任务需求。本专利技术的技术解决方案是：基于特征结构配置的鲁棒Hinf航天器高精度指向控制方法，步骤如下：(1)通过星敏感器定姿计算卫星的三轴姿态角，陀螺测量三轴角速度，之后进入步骤(2)；所述三轴姿态角是指滚动姿态角、俯仰姿态角和偏航姿态角；(2)建立主要挠性模态的姿态控制设计模型：其中，M＝X,Y,Z，分别表示卫星的滚动轴、俯仰轴和偏航轴；IM为M轴的转动惯量，为M轴的转动角度，为的二阶导数；为M轴上的控制力矩，为X轴相对质心的转动耦合系数向量，qiM为挠性附件模态分量，为模态频率矩阵，TdM为干扰力矩，ξi为挠性频率，NM模态阶次；之后进入步骤(3)；(3)确定航天器的PD反馈控制为：其中，Kp,Kd分别为待设计的比例和微分控制参数，和分别为和的拉氏变换，s为变换因子；(4)根据步骤(3)得到的PD反馈控制以及步骤(2)建立的姿态控制设计模型，计算得到系统闭环特征方程为：之后进入步骤(4)；(5)建立增广矩阵模型；v(t)＝C1x(t)+D11w(t)+D12u(t)其中，v(t)分别为状态变量、辅助变量；w(t)为扰动变量；B1＝05×1，C1＝[00100]，D11＝0，D21＝1，b3＝0，其中，T1,T2,D1为期望乘性模型扰动界函数的系数：满足条件σmax(·)表示·的最大特征值，其中，之后进入步骤(6)；(6)根据步骤(5)建立的增广矩阵模型，确定鲁棒Hinf控制器为：u(t)＝K11y(t)+K12z(t)使得如下形式的闭环系统内部稳定且||Tzw(s)||<1其中，Tzw(s)为w到z的传递函数，u(t)为输入变量，为动态补偿状态变量，y(t)为输出变量，K11，K12，K21，K22为控制器的增益矩阵，且有：其中，I为单位矩阵，Ψ＝F1T(F1F1T)-1，Φ＝Γ(C2V0Γ)-1，Γ＝(I-ΨF1)(C2V0)-1，WT＝[W0TΛF1T]W0＝[ω01ω02ω03ω04ω05ω06]，ω0i＝D(λi)f0i，F1＝[f11f12f13f14f15f16]，Λ＝diag{λ1,λ2,λ3,λ4,λ5,λ6}；(λiI-Ac)-1B2c＝N(λi)D-1(λi)，L-1(λi)为求解H(λi)的中间过程量；其中，特征值λi,i＝1,2,…,6，位于复平面中的左半平面内且为互异自共轭复数，特征向量参数f0i∈C，g0i∈C，f1i∈C，g1i∈C满足如下条件：如果且l＝1,2，则Hamilton矩阵的所有特征值的实部均不等于零，且其中，γ＝1；(7)根据步骤(6)得到的控制增益系数K11，K12，K21，K22，动态输出反馈控制器，进而实现指向控制；本专利技术与现有技术相比的有益效果是：(1)本专利技术通过特征结构配置参数化的方法给出闭环系统全部的控制参数解，根据系统期望的响应性和鲁棒性要求，配置相应的闭环系统特征值和特征向量，使得带有大挠性附件航天器闭环控制系统能够达到预期性能，这种方法不仅能使卫星指向目标点，而且还具备应对系统结构参数不确定及挠性附件振动所带来的干扰问题，完善了传统控制器设计方法。(2)能够为闭环控制系统提供具有所期望特性或结构的所有控制律的完全参数化表示，可根据航天器自身特点设计合理的约束条件来选择控制律中自由参数，即使在没有角速度测量的情况下使用该方法设计相应的鲁棒观测器，仍可以实现航天器姿态控制系统的鲁棒Hinf收敛及稳态后的高精度指向能力，满足大型挠性有效载荷指向任务需求附图说明图1为本专利技术方法流程图；图2挠性部分的不确定模型频域特性曲线；图3期望乘性模型扰动界函数的幅频特性曲线；图4基于特征结构配置的鲁棒Hinf控制方法设计的滚动角仿真曲线；图5为适应星上控制器结构适当修改的控制器仿真曲线；图6卫星天线指向曲线。具体实施方式下面结合附图对本专利技术的具体实施方式进行进一步的详细描述。本专利技术方法以特征结构配置方法为主，进行卫星鲁棒Hinf高精度指向控制设计，根据设计的闭环控制系统结果，确定合理的闭环系统的特征值，依据现有卫星控制器规范化结构进行适应性调整，使得星上闭环控制系统的主特征值与本专利技术设计的一致，进而实现闭环系统的具有相似的运动特性。首先，根据星上的主要挠性部件模态频率等分析不确定部分的幅频特性，设计期望的乘性模型扰动界函数，使得界函数覆盖不确定部分的幅频特性，以此设计的控制器对系统挠性振动具有强鲁棒性。其次，将带有不确定界的被控对象描述为状态空间形式，通过特征结构配置的方法设计动态反馈鲁棒控制器，使得闭环系统稳定且满足H∞范数有界。最后，在通过仿真及系统在轨长期高精度指向验证表明，基于本专利技术方法设计的鲁棒控制器能够解决带有大型挠性附件航天器控制系统设计中传统控制器的带宽低稳态响应时间长的问题，闭环系统可通过配置系统的特征值和特征向量来提高闭环系统的响应性和鲁棒性。如图1所示，本专利技术提出的一种基于特征结构配置的鲁棒Hinf航天器高精度指向控制方法，设计相应的闭环系统特征值，使得闭环系统兼顾机动能力及高精度指向性能，所述方法适合航天器长期在轨正常工作模式，采用动量轮组为执行机构，实现航天器三轴稳定控制，步骤如下：(1)通过星敏感器定姿计算卫星的三轴姿态角，陀螺测量三轴角速度，之后进入步骤(2)；所述三轴姿态角是指俯仰姿态角、偏航姿态角和滚动姿态角；(2)在小角度假设条件下，考虑主要挠性模态的姿态控制设计模型为其中，M＝X,Y,Z，分别表示卫星的滚动轴、俯仰轴和偏航轴；IM为M轴的转动惯量，为M轴的转动角度，为的二阶导数；为M轴上的控制力矩，为X轴相对质心的转动耦合系数向量，qiM为挠性附件模态分量，为模态频率矩阵，TdM为干扰力矩，ξi为挠性频率，NM模态阶次，之后进入步骤(3)；(3)一般情况下，航天器的PD+反馈控制可以写为以下形式其中，Kp,Kd分别为待设计的比例和微分控制参数，和分别为和的拉氏变换，s为变换因子。将式(2)代入式(1)中，得系统闭环特征方程为，之后进入步骤(4)。(4)系统闭环模型(3)可以写成如下的乘性形式其中，针对公式(4b)描本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.基于特征结构配置的鲁棒Hinf航天器指向控制方法，其特征在于步骤如下：(1)通过星敏感器定姿计算卫星的三轴姿态角，陀螺测量三轴角速度，之后进入步骤(2)；(2)建立主要挠性模态的姿态控制设计模型，之后进入步骤(3)；(3)确定航天器的PD反馈控制；(4)根据步骤(3)得到的PD反馈控制以及步骤(2)建立的姿态控制设计模型，计算得到系统闭环特征方程，之后进入步骤(4)；(5)建立增广矩阵模型，之后进入步骤(6)；(6)根据步骤(5)建立的增广矩阵模型，确定鲁棒Hinf控制器，进而确定控制器的增益矩阵K11，K12，K21，K22；(7)根据步骤(6)得到的K11，K12，K21，K22，动态输出反馈控制器，进而实现指向控制。
【技术特征摘要】
1.基于特征结构配置的鲁棒Hinf航天器指向控制方法，其特征在于步骤如下：(1)通过星敏感器定姿计算卫星的三轴姿态角，陀螺测量三轴角速度，之后进入步骤(2)；(2)建立主要挠性模态的姿态控制设计模型，之后进入步骤(3)；(3)确定航天器的PD反馈控制；(4)根据步骤(3)得到的PD反馈控制以及步骤(2)建立的姿态控制设计模型，计算得到系统闭环特征方程，之后进入步骤(4)；(5)建立增广矩阵模型，之后进入步骤(6)；(6)根据步骤(5)建立的增广矩阵模型，确定鲁棒Hinf控制器，进而确定控制器的增益矩阵K11，K12，K21，K22；(7)根据步骤(6)得到的K11，K12，K21，K22，动态输出反馈控制器，进而实现指向控制。2.根据要求1所述的基于特征结构配置的鲁棒Hinf航天器指向控制方法，其特征在于：所述三轴姿态角是指滚动姿态角、俯仰姿态角和偏航姿态角。3.根据要求1所述的基于特征结构配置的鲁棒Hinf航天器指向控制方法，其特征在于：所述步骤(2)建立主要挠性模态的姿态控制设计模型为：其中，M＝X,Y,Z，分别表示卫星的滚动轴、俯仰轴和偏航轴；IM为M轴的转动惯量，为M轴的转动角度，为的二阶导数；为M轴上的控制力矩，为X轴相对质心的转动耦合系数向量，qiM为挠性附件模态分量，为模态频率矩阵，TdM为干扰力矩，ξi为挠性频率，NM为模态阶次。4.根据要求1所述的基于特征结构配置的鲁棒Hinf航天器指向控制方法，其特征在于：所述步骤(3)确定航天器的PD反馈控制为：其中，Kp,Kd分别为待设计的比例和微分控制参数，和分别为和的拉氏变换，s为变换因子。5.根据要求1所述的基于特征结构配置的鲁棒Hinf航天器指向控制方法，其特征在于：所述步骤(4)系统闭环特征方程为：6.根据要求1所述的基于特征结构配置的鲁棒Hinf航天器指向控制方法，其特征在于：所述步骤(5)建立增广矩阵模型为：v(t)＝C1x(t)+D11w(t)+D12u(t)其中，v(t)分别为状态变量、辅助变量；w(t)为扰动变量；B1＝05×1，C1＝[00100]，D11＝0，D21＝1，其中，T1,T2,D1为期望乘性模型扰动界函数的系数。7.根据要求6所述的基于特征结构配置的鲁棒Hinf航天器指向控制方法，其特征在于：期...
【专利技术属性】
技术研发人员：武云丽，王典军，曾海波，林波，沈莎莎，刘江，孙旻昊，
申请(专利权)人：北京控制工程研究所，
类型：发明
国别省市：北京,11
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