基于一致性理论的大型柔性航天器分散协调鲁棒控制方法技术

本发明专利技术公开一种基于一致性理论的大型柔性航天器的分散协调鲁棒控制方法，将大型柔性航天器系统分为慢变子系统(姿态动力学系统)和快变子系统(结构振动系统)，对航天器系统进行分周期控制，在每一周期中视慢变姿态参数为常量，将柔性结构振动子系统动力学模型转换为分散参数化模型，设计适用于一致性理论的最优观测器；进行通讯拓扑结构分析，设计一致性控制策略，研究基于图论的柔性结构形面保持一致性控制理论，实现大型柔性结构形面保持系统的渐近稳定；每姿态指向控制周期内，平均化振动模态参数，设计姿态控制鲁棒最优控制器，最终实现大型柔性航天器的高精度指向控制，增强了系统的鲁棒性和容错性。

Decentralized coordinated robust control method for large flexible spacecraft based on consistency theory

【技术实现步骤摘要】
基于一致性理论的大型柔性航天器分散协调鲁棒控制方法
本专利技术涉及大型柔性航天器的高精度姿态控制与主动振动抑制
，尤其涉及一种基于一致性理论的大型柔性航天器分散协调鲁棒控制方法。
技术介绍
近年的对地观测任务，特别是船只、飞机等动目标观测任务，对天基雷达卫星的观测幅宽和观测分辨率同时提出了更高的要求，亟需发展超大尺度、高面形精度的天基雷达。由于此类航天器姿态稳定度和指向精度要求高，且布置在结构上的测量和控制执行元件非常多，是典型的分布参数化系统，需进行协调控制以保证系统的整体性能，传统的集中式协调控制器易于实现，但风险较大，当测量或控制单元出现失误，会导致整个控制器的失败，容错性和鲁棒性较差。同时，随着超大型空间结构的出现，柔性结构尺寸可达百米量级，控制所需的传感器和作动器数目大幅增加，造成控制系统庞大且复杂，对于模态相对密集的大型空间结构，一般采用模态截断来减小控制系统维数，容易造成观测溢出或系统失稳。同时，柔性航天器姿态指向控制系统与柔性结构控制系统之间存在能量传递、强动力学耦合等条件，柔性结构的振动直接影响航天器姿态运动及有效载荷的指向稳定度，需在控制器设计中考虑大型柔性结构与中心刚体的一致协调控制。进一步，外界存在着不可避免的摄动力、干扰力矩和环境温度因素、而且航天器动力学模型本身存在建模误差、降阶误差等不确定性影响，上述因素对航天器姿态高精度指向控制造成困难，从而对控制系统的设计提出了挑战。分散化控制具有设计简单、鲁棒性高的优点，成为了大型柔性结构振动抑制控制的发展方向，但对于现在的大型柔性结构分散化控制，绝大部分学者均将大型柔性结构假设为悬臂梁，而未考虑大型柔性结构与中心刚体的一致协调控制问题，而为了增加系统的容错性和鲁棒性，也需要考虑柔性结构分散化系统的一致协调控制问题；进一步由于系统还存在干扰、模型误差等不确定性，需要综合考虑上述因素，研究干扰条件下的大型柔性航天器分散协调鲁棒控制方法实为必要。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种大型柔性航天器分散协调鲁棒控制方法，针对大型柔性航天器系统，考虑柔性航天器姿态指向控制系统与柔性结构控制系统之间的相互耦合影响、干扰等不确定性影响，实现大型柔性航天器的高精度指向控制。为了达到上述目的，本专利技术通过以下技术方案实现：一种基于一致性方法的大型柔性航天器分散协调鲁棒控制方法，该方法包含以下步骤：S1、将整个控制系统分为慢变子系统和快变子系统，所述慢变子系统为姿态动力学系统，所述快变子系统为结构振动系统，实现在不同时间尺度下分析姿态和形面变化；S2、每姿态指向控制周期更新一次姿态参数，在姿态指向控制周期内，保持姿态参数不变，将柔性结构振动子系统动力学模型转换为分散参数化模型；S3、设置适用于一致性方法的最优观测器，并通过分布式最优观测器估计得到的模态坐标及其速度信息作为控制子单元，基于主从式结构设计一致性形面保持控制器；S4、每姿态指向控制周期内，平均化振动模态参数，并制定姿态控制鲁棒最优控制器，实现大型柔性航天器的高精度指向控制。优选地，所述步骤S1中，进一步包含：其中，q为态四元数，Is为航天器转动惯量矩阵，ωs为航天器本体相对于惯性坐标系角速度，柔性结构的全局坐标向量为η＝[η1η1…ηn]T，n为模态阶数，阻尼比矩阵为diag(ξ1,ξ2,...,ξn)，刚度矩阵为diag(Λ1,Λ2,...,Λn)，柔性机构与航天器本体耦合矩阵为Fs，u＝[u1u2…uN]T是施加在结构上的控制输入，N为振动子系统控制元件个数，us为待设计的控制器，d＝[d1d2…dp]T和ds为干扰等不确定性；αi∈RN为控制输入矩阵，βi∈Rp为干扰输入矩阵。进一步根据两系统不同执行机构的响应频率将姿态子系统(1)视为慢变子系统，将振动子系统(2)视为快变子系统。并依据执行机构响应频率(姿态子系统一般为10Hz，振动子系统一般为100Hz)，确定解耦时间周期(0.1s)，对航天器系统进行分周期控制，并在每一周期中视慢变姿态参数为常量，实现在不同时间尺度下分析姿态和形面变化。优选地，所述步骤S2中，进一步包含：将已构建的柔性结构动力学模型转换为分散参数化模型，通过柔性结构测得的信息解算出N个控制元件所在位置的N个形变位移信息，将每一组形变位移信息与控制元件构成一个控制单元，得到N个彼此连接、交互的控制单元；根据由动力学建模及修正后的形函数，将每一组形变位移信息转化为n阶全局坐标，最终得到对应于各控制单元的N组相似的分布式柔性结构振动子系统n阶全局坐标状态方程及观测方程：式中，为第i个单元的模态坐标及其速度组成的状态变量，yi∈Rn为相应的敏感器测量形变输出，As为状态矩阵，Bs为控制矩阵，Ci为观测矩阵，为干扰输入矩阵。优选地，所述步骤S3中，进一步包含：在设计振动抑制一致性控制器之前，先构建分布协调大型柔性结构一致最优观测器：式中，分别为xi，yi(i＝1,...,N)估计值；Gi∈R2n是第i个控制单元的观测器增益向量；aij为带权值邻接元素；c0＞0为观测器耦合权重系数；为不一致增益矩阵；通过线性二次调节器方法得到观测器增益Gi，用以估计模态坐标，增广动力学模型。通过分布式最优观测器估计得到的模态坐标及其速度信息作为控制子单元，得到基于主从式的一致性控制器结构：其中，为虚拟的领导者，cc是控制耦合增益，K∈RN×2n为控制增益矩阵，pi＞0,i＝1,...,N为一致性增益矩阵，将控制方程改为积分型结构，扩展为如下增广动力学：式中：zi为控制单元的中间状态变量，Az为控制输入增益矩阵，Φ∈R2n×2n为控制器的观测器输入增益，cz为耦合强度增益矩阵，K∈R2n×2n为控制器不匹配增益，fi∈R为控制输出增益，ui为作动执行机构的实际控制输出。优选地，所述步骤S4中，进一步包含：每姿态指向控制周期内，平均化振动模态参数和并代入姿态动力学系统，确定姿态控制系统：式中，H1和H2分别为与平均化振动模态参数和相关的量，为已知量，则将公式(7)转化成系统状态空间的形式(8)：其中，X＝[qTωsT]T，Ba＝Is-1；外部环境干扰不确定性ds为：ds＝G(X)X(9)其中，G(X)与系统当前状态相关的函数，G(x)中的各元素都是有界的且估计出其范围，找到一个常数对角矩阵σ满足：其中，σ是估计和设计的正定矩阵；gmax(X)为具有与状态有关的干扰的上界，即||ds(X)||≤gmax(X)；通过对二次型最优控制问题进行求解得到最优控制律us*(X)，从而得到鲁棒最优控制器；最优问题中的微分方程写为：其中，X为系统状态，us(X)为反馈控制律，v(X)为虚拟控制律，Bm＝[BaI-BaBa+]，确定二次型性能指标：式中，分别为半正定和正定的加权矩阵；和分别为本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种基于一致性方法的大型柔性航天器分散协调鲁棒控制方法，其特征在于，该方法包含以下步骤：/nS1、将整个控制系统分为慢变子系统和快变子系统，所述慢变子系统为姿态动力学系统，所述快变子系统为结构振动系统，实现在不同时间尺度下分析姿态和形面变化；/nS2、每姿态指向控制周期更新一次姿态参数，在姿态指向控制周期内，保持姿态参数不变，将柔性结构振动子系统动力学模型转换为分散参数化模型；/nS3、设置适用于一致性方法的最优观测器，并通过分布式最优观测器估计得到的模态坐标及其速度信息作为控制子单元，基于主从式结构设计一致性形面保持控制器；/nS4、每姿态指向控制周期内，平均化振动模态参数，并制定姿态控制鲁棒最优控制器，实现大型柔性航天器的高精度指向控制。/n

【技术特征摘要】
1.一种基于一致性方法的大型柔性航天器分散协调鲁棒控制方法，其特征在于，该方法包含以下步骤：
S1、将整个控制系统分为慢变子系统和快变子系统，所述慢变子系统为姿态动力学系统，所述快变子系统为结构振动系统，实现在不同时间尺度下分析姿态和形面变化；
S2、每姿态指向控制周期更新一次姿态参数，在姿态指向控制周期内，保持姿态参数不变，将柔性结构振动子系统动力学模型转换为分散参数化模型；
S3、设置适用于一致性方法的最优观测器，并通过分布式最优观测器估计得到的模态坐标及其速度信息作为控制子单元，基于主从式结构设计一致性形面保持控制器；
S4、每姿态指向控制周期内，平均化振动模态参数，并制定姿态控制鲁棒最优控制器，实现大型柔性航天器的高精度指向控制。


2.如权利要求1所述的基于一致性方法的大型柔性航天器分散协调鲁棒控制方法，其特征在于，
所述步骤S1中，进一步包含：






其中，q为姿态四元数，Is为航天器转动惯量矩阵，ωs为航天器本体相对于惯性坐标系角速度，柔性结构的全局坐标向量为η＝[η1η1…ηn]T，n为模态阶数，阻尼比矩阵ξ为diag(ξ1,ξ2,...,ξn)，刚度矩阵Λ为diag(Λ1,Λ2,...,Λn)，柔性机构与航天器本体耦合矩阵为Fs，u＝[u1u2…uN]T是施加在结构上的控制输入，N为振动子系统控制元件个数，us为待设计的控制器，d＝[d1d2…dp]T和ds为干扰等不确定性；αi∈RN为控制输入矩阵，βi∈Rp为干扰输入矩阵。
进一步根据姿态动力学系统和结构振动系统两系统不同执行机构的响应频率将姿态动力学系统视为慢变子系统，将结构振动系统视为快变子系统，并依据执行机构响应频率，确定解耦时间周期，对航天器系统进行分周期控制，并在每一周期中视慢变姿态参数为常量，实现在不同时间尺度下分析姿态和形面变化。


3.如权利要求1所述的基于一致性方法的大型柔性航天器分散协调鲁棒控制方法，其特征在于，
所述步骤S2中，进一步包含：
将已构建的柔性结构动力学模型转换为分散参数化模型，通过柔性结构测得的信息解算出N个控制元件所在位置的N个形变位移信息，将每一组形变位移信息与控制元件构成一个控制单元，得到N个彼此连接、交互的控制单元；
根据由动力学建模及修正后的形函数，将每一组形变位移信息转化为n阶全局坐标，最终得到对应于各控制单元的N组相似的分布式柔性结构振动子系统n阶全局坐标状态方程及观测方程：



式中，为第i个单元的模态坐标及其速度组成的状态变量，yi∈Rn为相应的敏感器测量形变输出，As为状态矩阵，Bs为控制矩阵，Ci为观测矩阵，为干扰输入矩阵。


4.如权利要求1所述的基于一致性方法的大型柔性航天器分散协调鲁棒控制方法，其特征在于，
所述步骤S3中，进一步包含：
在设计振动抑制一致性控制器之前，先构建分布协调大型柔性结构一致最优观测器：



式中，分别为xi，yi(i＝1,...,N)估计值；Gi∈...

【专利技术属性】
技术研发人员：黄静，朱东方，刘付成，孙禄君，孙杰，
申请(专利权)人：上海航天控制技术研究所，
类型：发明
国别省市：上海;31