对地遥感卫星高精度高性能的姿态容错控制方法、装置及计算机存储介质制造方法及图纸

本发明专利技术实施例公开了对地遥感卫星高精度高性能的姿态容错控制方法、装置及计算机存储介质；该方法可以包括：根据携带有对称挠性附件的对地遥感卫星的运动学方程获取所述对地遥感卫星的误差运动学方程；基于拉格朗日方法获取所述对地遥感卫星的刚柔耦合姿态动力学方程；基于模型的不确定性以及所述对地遥感卫星的误差运动学方程和所述对地遥感卫星的刚柔耦合姿态动力学方程分别获取所述对地遥感卫星的测量运动学模型和动力学模型；根据引入的反步状态变量和虚拟控制器，通过有限时间积分滑模扰动观测器FTISMDO针对所述对地遥感卫星的测量运动学模型和动力学模型中的集成不确定性进行估计；根据所述估计的集成不确定性通过反步法设计所述对地遥感卫星的姿态抗扰动容错控制器。

Attitude fault tolerant control method, device and computer storage medium with high precision and performance for earth remote sensing satellite

【技术实现步骤摘要】
对地遥感卫星高精度高性能的姿态容错控制方法、装置及计算机存储介质相关申请的交叉引用本申请基于申请号为202010019159.3、申请日为2020年01月10日、专利技术名称为“对地遥感卫星高精度高性能的姿态控制方法、装置及计算机存储介质”的中国专利申请提出，并要求该中国专利申请的优先权，该中国专利申请的全部内容在此引入本申请作为参考。
本专利技术实施例涉及航天器姿态控制
，尤其涉及对地遥感卫星高精度高性能的姿态容错控制方法、装置及计算机存储介质。
技术介绍
目前，空间科学技术获得了巨大的进步，复杂的航天任务，如空间交会对接、对地遥感观测成像、航天器编队飞行等，正在航天工程中得到广泛的研究和实践。其中，对地遥感卫星由于在对地观测过程中具有观测范围广、可重复观测以及获取途径安全可靠等优点，在防灾减灾、地形测绘和海洋监控等国计民生的重要领域逐渐发挥越来越重要的作用。针对大多数对地遥感卫星的空间任务都需要航天器能够精确指向和快速稳定，因此对地遥感卫星的姿态控制仍然是一个至关重要的研究内容。对于对地遥感观测卫星来说，由于模型的非线性、参数的不确定性、测量误差和未知的环境干扰，较难为其涉及高性能的航天器姿态控制器。此外，航天器可能携带大型低刚度轻重量的附件，如大型可展开天线和太阳帆板等，这些结构降低了航天器的整体刚性，从而产生了挠性现象。尤其是航天器平台姿态机动时不可避免地会激发挠性附件的振动，通过铰链的转动从而影响航天器的状态，进而降低姿态指向精度。因此，有必要在航天器姿态控制器设计中考虑挠性附件并补偿刚柔耦合所造成的不利影响。
技术实现思路
有鉴于此，本专利技术实施例期望提供一种对地遥感卫星高精度高性能的姿态容错控制方法、装置及计算机存储介质；能够针对对地遥感卫星姿态实现高可靠性、高安全性以及高精度的控制。本专利技术实施例的技术方案是这样实现的：第一方面，本专利技术实施例提供了一种对地遥感卫星高精度高性能的姿态容错控制方法，所述方法包括：根据携带有对称挠性附件的对地遥感卫星的运动学方程获取所述对地遥感卫星的误差运动学方程；基于拉格朗日方法获取所述对地遥感卫星的刚柔耦合姿态动力学方程；基于模型的不确定性以及所述对地遥感卫星的误差运动学方程和所述对地遥感卫星的刚柔耦合姿态动力学方程分别获取所述对地遥感卫星的测量运动学模型和动力学模型；根据引入的反步状态变量和虚拟控制器，通过有限时间积分滑模扰动观测器FTISMDO针对所述对地遥感卫星的测量运动学模型和动力学模型中的集成不确定性进行估计；根据所述估计的集成不确定性通过反步法设计所述对地遥感卫星的姿态抗扰动容错控制器。第二方面，本专利技术实施例提供了一种对地遥感卫星高精度高性能的姿态控制装置，所述装置包括：第一获取部分、第二获取部分、第三获取部分、估计部分和设计部分；其中，所述第一获取部分，经配置为根据携带有对称挠性附件的对地遥感卫星的运动学方程获取所述对地遥感卫星的误差运动学方程；所述第二获取部分，经配置为基于拉格朗日方法获取所述对地遥感卫星的刚柔耦合姿态动力学方程；所述第三获取部分，经配置为基于模型的不确定性以及所述对地遥感卫星的误差运动学方程和所述对地遥感卫星的刚柔耦合姿态动力学方程分别获取所述对地遥感卫星的测量运动学模型和动力学模型；所述估计部分，经配置为根据引入的反步状态变量和虚拟控制器，通过有限时间积分滑模扰动观测器FTISMDO针对所述对地遥感卫星的测量运动学模型和动力学模型中的集成不确定性进行估计；所述设计部分，经配置为根据所述估计的集成不确定性通过反步法设计所述对地遥感卫星的姿态抗扰动容错控制器。第三方面，本专利技术实施例提供了计算设备，所述计算设备包括：通信接口，存储器和处理器；各个组件通过总线系统耦合在一起；所述通信接口，用于在与其他外部网元之间进行收发信息过程中，信号的接收和发送；所述存储器，用于存储能够在所述处理器上运行的计算机程序；所述处理器，用于在运行所述计算机程序时，执行第一方面所述对地遥感卫星高精度高性能的姿态容错控制方法步骤。第四方面，本专利技术实施例提供了一种计算机存储介质，所述计算机存储介质存储有对地遥感卫星高精度高性能的姿态控制程序，所述对地遥感卫星高精度高性能的姿态控制程序被至少一个处理器执行时实现第一方面所述对地遥感卫星高精度高性能的姿态容错控制方法步骤。本专利技术实施例提供了对地遥感卫星高精度高性能的姿态容错控制方法、装置及计算机存储介质；通过有限时间积分滑模扰动观测器对集成不确定性进行了估计，并在针对携带有对称挠性附件的对地遥感卫星的姿态设计姿态抗扰动容错控制器的过程中考虑集成不确定性的估计值通过反步法来设计针对该对地遥感卫星的姿态抗扰动容错控制器。不仅能够保证姿态控制的可靠性和安全性，还使得在进行姿态控制过程中能够克服模型参数不确定性和外部干扰，实现对对地遥感卫星姿态进行高可靠性、高安全性和高精度的控制。附图说明图1为本专利技术实施例提供的一种对地遥感卫星高精度高性能的姿态容错控制方法流程示意图；图2为本专利技术实施例提供的携带有两个对称布局的挠性太阳帆板的对地遥感卫星示意图；图3为本专利技术实施例提供的参考坐标系之间的关系示意图；图4为本专利技术实施例提供的测量姿态四元数变化曲线示意图；图5为本专利技术实施例提供的实际姿态四元数的变化曲线示意图；图6为本专利技术实施例提供的测量角速度的变化曲线示意图；图7为本专利技术实施例提供的实际角速度的变化曲线示意图；图8为本专利技术实施例提供的太阳帆板模态坐标的变化曲线示意图；图9为本专利技术实施例提供的姿态控制力矩的变化曲线示意图；图10为本专利技术实施例提供的实际集成不确定性δ1与其估计值的变化曲线示意图；图11为本专利技术实施例提供的实际集成不确定性δ3与其估计值的变化曲线示意图；图12为本专利技术实施例提供的对地遥感卫星高精度高性能的姿态控制装置组成示意图；图13为本专利技术实施例提供的一种计算设备的具体硬件结构示意图。具体实施方式下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。通常情况下，在航天器姿态控制器的设计过程当中，需要考虑挠性附件以补偿刚柔耦合的不利影响。挠性附件的振动项可以通过耦合方程代入航天器的姿态动力学模型，并将其作为不确定性考虑。然后将外部干扰、测量误差和模型不确定性归为集成不确定性。这些不确定性会导致航天器有效载荷的不精确指向，甚至导致航天器平台的不稳定。然而通常情况下，集成扰动无法直接被测量。为了解决这一问题，一种可行的方案是利用扰动观测器技术来估计上述集成不确定性。针对上述内容的常规技术研究中，大致存在着以下潜在的问题：首先，传感器模型的测量误差和模型参数的不确定性在扰动模型中没有被考虑；其次，具有优良的鲁棒性能的控制器可能需要较大的控制力矩，但由于振幅限制而导致执本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种对地遥感卫星高精度高性能的姿态容错控制方法，其特征在于，所述方法包括：/n根据携带有对称挠性附件的对地遥感卫星的运动学方程获取所述对地遥感卫星的误差运动学方程；/n基于拉格朗日方法获取所述对地遥感卫星的刚柔耦合姿态动力学方程；/n基于模型的不确定性以及所述对地遥感卫星的误差运动学方程和所述对地遥感卫星的刚柔耦合姿态动力学方程分别获取所述对地遥感卫星的测量运动学模型和动力学模型；/n根据引入的反步状态变量和虚拟控制器，通过有限时间积分滑模扰动观测器FTISMDO针对所述对地遥感卫星的测量运动学模型和动力学模型中的集成不确定性进行估计；/n根据所述估计的集成不确定性通过反步法设计所述对地遥感卫星的姿态抗扰动容错控制器。/n

【技术特征摘要】
20200108 CN 20201001915931.一种对地遥感卫星高精度高性能的姿态容错控制方法，其特征在于，所述方法包括：
根据携带有对称挠性附件的对地遥感卫星的运动学方程获取所述对地遥感卫星的误差运动学方程；
基于拉格朗日方法获取所述对地遥感卫星的刚柔耦合姿态动力学方程；
基于模型的不确定性以及所述对地遥感卫星的误差运动学方程和所述对地遥感卫星的刚柔耦合姿态动力学方程分别获取所述对地遥感卫星的测量运动学模型和动力学模型；
根据引入的反步状态变量和虚拟控制器，通过有限时间积分滑模扰动观测器FTISMDO针对所述对地遥感卫星的测量运动学模型和动力学模型中的集成不确定性进行估计；
根据所述估计的集成不确定性通过反步法设计所述对地遥感卫星的姿态抗扰动容错控制器。


2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据携带有对称挠性附件的对地遥感卫星的运动学方程获取所述对地遥感卫星的误差运动学方程，包括：
根据用于描述所述对地遥感卫星姿态运动的单位四元数表示所述对地遥感卫星的运动学方程；
根据所述对地遥感卫星的姿态在多个参考坐标系之间的关系确定所述对地遥感卫星的误差运动学方程。


3.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于，所述根据携带有对称挠性附件的对地遥感卫星的运动学方程获取所述对地遥感卫星的误差运动学方程，包括：
采用单位四元数Q∈R4来描述该对地遥感卫星的姿态运动；其中，Q＝[q0qT]T＝[q0q1q2q3]T；q0是标部，q∈R3是矢部，且满足q02+qTq＝1；
根据所述单位四元数表示所述对地遥感卫星的运动学方程形式如下：



其中，ω∈R3为未变形卫星在星体固连坐标系下的角速度，q×∈R3×3表示q的斜对称矩阵；
设定Qe为姿态误差四元数，根据所述对地遥感卫星的运动学方程得到所述对地遥感卫星误差运动学方程为：其中，R(Qe)是到的坐标转换矩阵，为轨道坐标系，为星体固连坐标系；
根据轨道角速度ωd远小于星体的控制角速度ω进行简化计算，获得所述对地遥感卫星的误差运动学方程如式1所示：



其中，表示qe的一阶导数。


4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述基于拉格朗日方法获取所述对地遥感卫星的刚柔耦合姿态动力学方程，包括：
设定fi(i＝1,2)分别表示两个对称挠性附件；
在不考虑卫星的平移运动与fi相对于卫星的旋转运动的情况下，根据拉格朗日方法，所述对地遥感卫星的刚柔耦合姿态动力学方程组可描述为式2所示：



其中；Js∈R3×3是所述对地遥感卫星的转动惯量矩阵；ηfi∈RN×1是fi的挠性模态坐标；N是挠性模态的维数；Gsfi∈R3×N是fi与卫星平台之间的挠性耦合系数矩阵；uF∈R3为带有故障的控制力矩；d∈R3为环境干扰力矩；Φfi∈RN×N为模态震动频率矩阵；Λfi∈RN×N为刚度矩阵，且满足Φfi2＝Λfi；ξfi∈RN×N为阻尼系数矩阵；由于两个挠性附件为对称安装，则存在等式Gsf1＝Gsf2，Λsf1＝Λsf2，ξsf1＝ξsf2。


5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述基于模型的不确定性以及所述对地遥感卫星的误差运动学方程和所述对地遥感卫星的刚柔耦合姿态动力学方程分别获取所述对地遥感卫星的测量运动学模型和动力学模型，包括：
分别引入以下不确定性：星载姿态敏感器的测量误差ΔQe与Δω，未知的环境干扰力矩d与航天器转动惯量矩阵的测量误差ΔJs；
设定和分别为测量误差四元数和测量角速度，为标称转动惯量矩阵，根据被引入的不确定性所确定的表达式分别为：









其中，Qe和ω分别为真实的姿态变量，Js为真实转动惯量矩阵；
根据所述表达式，式1所示运动学方程表示如式3所示：



根据式3，所述对地遥感卫星的测量运动学方程表示为式4所示：



其中，δ1表示集成不确定性，且
对于式2所示的刚柔耦合姿态...

【专利技术属性】
技术研发人员：王峰，刘明，曹喜滨，吴凡，邱实，耿云海，苗悦，
申请(专利权)人：哈尔滨工业大学，
类型：发明
国别省市：黑龙;23