一种基于非连续自适应控制的航天器姿态跟踪控制方法技术

一种基于非连续自适应控制的航天器姿态跟踪控制方法，它属于航天器姿态跟踪控制技术领域。本发明专利技术解决了存在建模不确定性、外部干扰和输入饱和效应的情况下，航天器姿态跟踪控制系统的鲁棒性较差，导致对航天器姿态跟踪控制效果差的问题。本发明专利技术方法的具体实施过程为：步骤一、建立地心惯性坐标系oIxIyIzI、航天器本体坐标系oBxByBzB和期望参考坐标系oRxRyRzR；步骤二、根据步骤一建立的坐标系，获得采用姿态四元数描述的航天器姿态运动学和动力学方程，以及航天器误差姿态运动学方程和动力学方程，即姿态跟踪控制系统；步骤三、基于步骤二，以积分终端滑模面为基础，设计考虑未知外部干扰力矩和转动惯量不确定性的姿态跟踪控制器。本发明专利技术可以应用于航天器姿态跟踪控制。

An attitude tracking control method for Spacecraft Based on discontinuous adaptive control

【技术实现步骤摘要】
一种基于非连续自适应控制的航天器姿态跟踪控制方法
本专利技术属于航天器姿态跟踪控制
，具体涉及一种航天器姿态跟踪控制方法。
技术介绍
航天器的姿态控制是指在满足相关姿态运动学、动力学方程的约束条件下，根据航天任务的具体要求，对目标航天器施加外部作用以改变其相对于惯性参考系或其他参考坐标系的指向的控制技术。为了确保航天器的正常工作，除了配备功能完整的硬件系统之外，还需设计能够明确处理各种系统不确定性的姿态控制算法。近年来滑模控制受到了航天领域研究人员的青睐，并获得了广泛地研究和应用。在设计滑模变结构控制器时，首先需要利用系统状态变量构造滑模面，并确保在滑模面上系统状态将最终收敛于期望的平衡点；然后通过设计控制输入信号，使得系统状态能够在有限时间内运动至滑模面上。Young和Utkin等(YoungKD,UtkinVI,OzgunerU.Acontrolengineer’sguidetoslidingmodecontrol[J].IEEETransactionsonControlSystemsTechnology,1999,7(3):328–342)(UtkinVI.Slidingmodecontroldesignprinciplesandapplicationstoelectricdrives[J].IEEETransactionsonIndustrialElectronics,1993,40(1):23–36)总结了滑模控制方法在不同领域的应用情况，同时为了处理系统中存在的外部干扰，分别利用高增益切换函数和滑模观测器设计了鲁棒控制器。Banga等(BangaH,HabCK,KimJH.Flexiblespacecraftattitudemaneuverbyapplicationofslidingmodecontrol[J].ActaAstronautica,2005,57(11):841–850.)和Pukdeboon等(PukdeboonC,ZinoberASI.Optimalslidingmodecontrollersforspacecraftattitudemanoeuvres[C].Proceedingsofthe6thIFACSymposiumonRobustControlDesign,Haifa,Israel,2009:173–178.)以积分滑模面为基础设计控制器，前述文献中滑模面均为系统状态的线性函数，因此仅能确保控制系统是渐近稳定的，而终端滑模控制方法则以非线性的终端滑模面为基础设计控制器，使得系统状态能够在有限时间内运动至期望平衡点，进而能够显著提高系统的收敛速度和稳态控制精度。此外，相对于基于齐次方法(BhatSP,BernsteinDS.Finitetimestabilityofcontinuousautonomoussystems[J].SIAMJournalonControlandOptimization,2000,38(3):751–766)(HongY,XuY,HuangJ.Finite-timecontrolforrobotmanipulators[J].SystemsandControlLetters,2002,46(4):243–253)(DuH,LiS.Finite-timeattitudestabilizationforaspacecraftusinghomogeneousmethod[J].JournalofGuidanceControlandDynamics,2012,35(3):740–748)和加幂积分方法(LinW,QianC.Addingonepowerintegrator:atoolforglobalstabilizationofhigh-orderlower-triangularsystems[J].SystemsandControlLetters,2000,39(5):339–351.)(HuangX,LinW.YangB.Globalfinite-timestabilizationofaclassofuncertainnonlinearsystems[J].Automatica,2005,41(5):881–888.)(ShenY,HuangY.Globalfinite-timestabilisationforaclassofnonlinearsystems[J].InternationalJournalofSystemsScience,2012,43(1):73–78)设计的有限时间控制方法，终端滑模控制方法能够直接处理多种系统不确定性，因此更适于解决航天器的姿态控制问题。然而，终端滑模控制方法存在如下两个主要缺陷：在平衡点处控制输入信号为无穷大，即产生了控制奇异问题，以及在远离平衡点时系统收敛速度较慢的问题。针对上述问题，Man等(ManZH,YuXH.TerminalslidingmodecontrolofMIMOlinearsystems[J].IEEETransactionsonCircuitsandSystems-I:FundamentalTheoryandApplications,1997,44(11):1065–1070)设计了具有分层式结构的终端滑模面，并通过设计切换控制器解决了在期望平衡点处产生的控制奇异问题。Feng等(FengY,YuX,HanF.Onnonsingularterminalslidingmodecontrolofnonlinearsystems[J].Automatica,2013,49(6):1715–1722)通过对控制器中的奇异项施加限幅作用，避免了在平衡点处控制输入信号取值为无穷大，并且严格分析了状态空间中系统状态的运动轨迹。为加快系统的收敛速度，文献(WuS,RadiceG,GaoY.Quaternion-basedfinitetimecontrolforspacecraftattitudetracking[J].ActaAstronautica,2011,69(1):48–58.)(ZhaoDY,LiSY,GaoF.Anewterminalslidingmodecontrolforroboticmanipulators[J].InternationalJournalofControl,2009,82(10):1804–1813.)(YangL,YangJY.Nonsingularfastterminalslidingmodecontrolfornonlineardynamicalsystems[J].InternationalJournalofRobustandNonlinearControl,2011,21(16):1865–1879)通过在终端滑模面中加入系统状态的线性项和非线性项构造了快速终端滑模面。Wang和Zou等(WangL,ChaiT,ZhaiL.Neural-network-basedterminalslidingmodecontrolofroboticmanipulatorsincludingactuatordynamics[J].IEEETransa本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种基于非连续自适应控制的航天器姿态跟踪控制方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：步骤一、建立地心惯性坐标系oIxIyIzI、航天器本体坐标系oBxByBzB和期望参考坐标系oRxRyRzR；步骤二、根据步骤一建立的坐标系，获得采用姿态四元数描述的航天器姿态运动学和动力学方程，以及航天器误差姿态运动学方程和动力学方程，即姿态跟踪系统；步骤三、基于步骤二，以积分终端滑模面为基础，设计考虑未知外部干扰力矩和转动惯量不确定性的姿态跟踪控制器。

【技术特征摘要】
1.一种基于非连续自适应控制的航天器姿态跟踪控制方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：步骤一、建立地心惯性坐标系oIxIyIzI、航天器本体坐标系oBxByBzB和期望参考坐标系oRxRyRzR；步骤二、根据步骤一建立的坐标系，获得采用姿态四元数描述的航天器姿态运动学和动力学方程，以及航天器误差姿态运动学方程和动力学方程，即姿态跟踪系统；步骤三、基于步骤二，以积分终端滑模面为基础，设计考虑未知外部干扰力矩和转动惯量不确定性的姿态跟踪控制器。2.根据权利要求1所述的一种基于非连续自适应控制的航天器姿态跟踪控制方法，其特征在于，所述步骤一的具体过程为：建立如下坐标系：地心惯性坐标系oIxIyIzI：地心惯性坐标系的坐标原点位于地球球心，地心惯性坐标系的oIxIyI平面位于赤道面，oIxI轴指向空间中的春分点方向，oIzI轴垂直于赤道面并指向地球的北极点方向，oIyI轴与oIxI轴和oIzI轴共同构成右手直角坐标系；航天器本体坐标系oBxByBzB：航天器本体坐标系的坐标原点位于被控航天器的质心，航天器本体坐标系的坐标轴与航天器的三个惯性主轴重合；期望参考坐标系oRxRyRzR：期望参考坐标系由航天器的跟踪目标或具体的航天任务决定。3.根据权利要求2所述的一种基于非连续自适应控制的航天器姿态跟踪控制方法，其特征在于，所述步骤二的具体过程为：定义为航天器本体坐标系相对于地心惯性坐标系的姿态四元数，其中，q0为姿态四元数q的标量部分，qv为姿态四元数q的矢量部分，上角标T代表矩阵的转置，并且定义ω＝[ω1,ω2,ω3]T为航天器本体坐标系相对于地心惯性坐标系的角速度，ω1、ω2和ω3均为ω中的分量；将ω表示在航天器本体坐标系上，则航天器的姿态运动学和动力学方程表示为：其中：代表q的一阶导数，代表ω的一阶导数，ω×代表ω的反对称矩阵，J为航天器的转动惯量矩阵，u为作用于航天器系统的控制输入信号，d表示外部干扰性因素作用于航天器的外部干扰力矩；d1、d2和d3均为d中的分量；中间变量E(q)的表达式为：其中：I3×3代表单位矩阵，代表qv的反对称矩阵；定义为期望参考坐标系相对于地心惯性坐标系的姿态四元数，其中，qd0为姿态四元数qd的标量部分，为姿态四元数qd的矢量部分，ωd＝[ωd1,ωd2,ωd3]T为期望参考坐标系相对于地心惯性坐标系的角速度，ωd1、ωd2和ωd3为ωd中的分量；将ωd表示在期望参考坐标系上，定义为qd的对偶四元数；那么，航天器本体坐标系相对于期望参考坐标系的误差四元数和误差角速度通过公式(4)和公式(5)计算：其中，代表四元数乘法，代表qdv的反对称矩阵，表示从期望参考坐标系到航天器本体坐标系的坐标变换矩阵；qd0为的标量部分，为的矢量部分；为姿态四元数的标量部分，为姿态四元数的矢量部分，和为中的分量，和为中的分量；且与存在如下关系：那么，将航天器的误差姿态运动学方程和动力学方程表示为：其中：为的一阶导数，为的一阶导数；由于存在转动惯量不确定性，将公式(2)中的转动惯量矩阵J表示为J＝J0+ΔJ，其中，J0为已知的对称正定矩阵，ΔJ为未知的对称正定矩阵，ΔJ表示转动惯量不确定性；则将公式(8)整理公式(9)的形式：其中，中间变量F和ΔF的表达式分别为：δ＝ΔF+d(12)δ为同时包含外部干扰力矩和模型不确定性的姿态跟踪控制系统综合不确定性。4.根据权利要求3所述的一种基于非连续自适应控制的航天器姿态跟踪控制方法，其特征在于，所述步骤三的具体过程为：积分终端滑模面s如下：其中，s1,s2...

【专利技术属性】
技术研发人员：宋申民，陈海涛，张禹琛，
申请(专利权)人：哈尔滨工业大学，
类型：发明
国别省市：黑龙江,23