航天器姿态稳定控制实时仿真验证及三维演示方法技术

本发明专利技术涉及复杂航天器控制技术及仿真验证领域，为进行实时仿真验证，达到对所设计控制算法的实时性、安全性及可靠性验证的目的。为此，本发明专利技术采取的技术方案是，航天器姿态稳定控制实时仿真验证及三维演示方法，包括以下步骤：第一部分，输入约束下的有限时间控制算法设计：设计有限时间附加系统动态，并在此基础上结合反步控制设计控制器，实现航天器的有限时间姿态稳定控制；第二部分，航天器实时仿真平台结构设计及搭建：针对第一部分提出的控制算法验证需求及航天器控制结构，进行航天器实时仿真平台的的结构设计及搭建工作；第三部分，航天器主控软件设计及实现。本发明专利技术主要应用于复杂航天器控制设计场合。

Real time simulation verification and 3D demonstration method of spacecraft attitude stability control

【技术实现步骤摘要】
航天器姿态稳定控制实时仿真验证及三维演示方法
本专利技术涉及复杂航天器控制技术及仿真验证领域，尤其涉及一种输入约束下的复杂航天器有限时间姿态稳定控制及实时仿真验证。具体讲,涉及航天器姿态稳定控制实时仿真验证及三维演示方法。
技术介绍
航天器，又称太空飞行器、空天飞行器，是指按照天体力学运行规律在太空运行，负责执行探索、开发、利用太空和天体等复杂航天任务的各种类型的空间飞行器。航天器的发展使得人类的探索范围由地球大气层扩展至广袤无垠的宇宙空间，在军用或民用方面都具有极其重要的作用。近年来，随着空间技术及航天需求的不断发展，航天器结构愈加复杂，对航天器机动能力也提出越来越大的挑战，如何保证复杂航天器快速、有限时间内按照期望姿态运行，是顺利完成航天任务的重要前提。此外，航天器运行过程中，受执行机构的物理约束(如飞轮转速约束限制)影响，执行器可产生力矩的范围是有限的，因此可能无法达到期望力矩大小，降低控制系统的控制性能，严重会导致航天器系统的不稳定，影响航天器的安全飞行。因此，如何在输入约束条件下，实现复杂航天器的有限时间姿态稳定控制是亟需解决的重点问本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种航天器姿态稳定控制实时仿真验证及三维演示方法，其特征是，包括以下步骤：/n第一部分，输入约束下的有限时间控制算法设计：考虑控制输入约束对航天器安全飞行控制性能的影响，采用分环控制，将航天器系统划分为姿态角子系统及角速度子系统，设计有限时间附加系统动态，以有效解决约束问题，并在此基础上结合反步控制设计控制器，实现航天器的有限时间姿态稳定控制；/n第二部分，航天器实时仿真平台结构设计及搭建：针对第一部分提出的控制算法验证需求及航天器控制结构，进行航天器实时仿真平台的的结构设计及搭建工作；/n第三部分，航天器主控软件设计及实现：主控软件负责航天器仿真进程的控制、仿真数据的提取、显示、存储以及...

【技术特征摘要】
1.一种航天器姿态稳定控制实时仿真验证及三维演示方法，其特征是，包括以下步骤：
第一部分，输入约束下的有限时间控制算法设计：考虑控制输入约束对航天器安全飞行控制性能的影响，采用分环控制，将航天器系统划分为姿态角子系统及角速度子系统，设计有限时间附加系统动态，以有效解决约束问题，并在此基础上结合反步控制设计控制器，实现航天器的有限时间姿态稳定控制；
第二部分，航天器实时仿真平台结构设计及搭建：针对第一部分提出的控制算法验证需求及航天器控制结构，进行航天器实时仿真平台的的结构设计及搭建工作；
第三部分，航天器主控软件设计及实现：主控软件负责航天器仿真进程的控制、仿真数据的提取、显示、存储以及航天器模型各模块间、主控软件与视景软件的数据通信，针对复杂航天器控制算法的实时仿真验证需求，进行主控软件的结构设计，实现航天器模型及算法的实时仿真、网络通信以及航天器仿真数据的显示、存储等功能。


2.如权利要求1所述的航天器姿态稳定控制实时仿真验证及三维演示方法，其特征是，第一部分具体步骤如下：
1)航天器模型及问题描述
运动学模型：



其中，q0为四元数的标量部分，qv＝[q1q2q3]T∈R3为四元数的矢量部分，ω＝[ω1ω2ω3]T为航天器角速度。I3∈R3×3为单位矩阵，q×为斜对称矩阵，表示为：



动力学模型：









其中，d(t)为未知外界干扰，χ∈RN,η∈RM分别为柔性振动模态及液体晃动模态，N,M为模态阶数，Ci,Ki(i＝f,l)分别为振动模态及晃动模态的柔性矩阵及刚度矩阵，且Cf＝diag(2ξjΛj,j＝1,2,,N)，其中Λj为第j阶柔性振动模态的自然频率，ξj为第j阶阻尼系数，Mη＝diag(m1,m1,,mM,mM)为晃动液体燃料的质量矩阵，mi为第i阶液体晃动模态的晃动液体质量，δf为刚柔耦合矩阵，δl为刚液耦合矩阵，表示为：



其中，bi为第i阶液体模态及质心之间的距离；
复杂航天器在实际运行过程中，受执行机构的物理约束影响，所能产生的控制力矩存在一定约束，而这在控制器设计中需要考虑在内，其数学表达为：



其中，u＝[u1,u2,u3]T为待设计航天器的控制输入，τ为航天器的真实作用力矩，umax及umin分别为控制输入约束的上限及下限；
控制目标为：基于航天器的运动学及动力学模型(0-1)-(0-4)，考虑控制输入约束(16)，设计控制器τ，使得航天器能够在有限时间实现姿态稳定，且控制输入满足约束限制；
2)控制器设计
(1)姿态角子系统



其中，
基于姿态角跟踪误差系统(17)，设计虚拟控制输入ωd：
ωd＝-k1Ξ(q)-1q(7)
其中，k1>0；
(2)角速度子系统
针对角速度子系统，设计控制输入u，不仅需要在有限时间实现对虚拟角速度ωd的稳定跟踪，而且必须满足控制输入约束(16)；
考虑角速度子系统：



其中，为综合干扰。
定义角速度跟踪误差为eω＝ω-ωd，那么，角速度跟踪误差动态为：



为了补偿控制输入约束，设计如下所示的附加系统：
ξ＝-k2ξ-λ1|ξ|rsgn(ξ)+u△(10)
其中，ξ为附加系统状态，用来处理控制输入约束，k2,λ1>0,0<r<1，u△＝τ-u，|x|rsgn(x)＝[|x1|rsgn(x1)|x2|rsgn(x2)|x3|rsgn(x3)]T；
定义变量v＝eω-ξ，则基于角速度误差动态(20)，设计真实控制输入u：



其中，λ2>0,0<ε<1。
3)仿真参数设置
仿真过程中，航天器的初始姿态四元数为q(0)＝[0.89860.40.10.15]T，初始角速度为ω(0)＝[0.10.050.1]Trad/s，航天器转动惯量为



考虑到随着振动及晃动阶数的增加，其对刚体的影响逐渐减小，刚柔耦合矩阵为：



各阶振动模态的自然频率分别设置为：Λ1＝0.7681rad/s,Λ2＝1.1038rad/s,Λ3＝1.8733rad/s，各阶振动模态阻尼分别为ξ1＝0.0056,ξ2＝0.0086,ξ3＝0.013；
前四阶液体晃动模态的阻尼矩阵为Cl＝diag(3.33...

【专利技术属性】
技术研发人员：宗群，谷友博，张秀云，张睿隆，刘文静，
申请(专利权)人：天津大学，
类型：发明
国别省市：天津;12