一种有限时间稳定的航天器姿态跟踪滑模控制方法技术

一种有限时间稳定的航天器姿态跟踪滑模控制方法,涉及一种航天器姿态跟踪滑模控制方法，针对现有的航天器姿态控制系统并没有全面考虑系统不确定性的因素而导致控制时间较长或者控制精度不够的问题，(1)所设计各姿态跟踪控制器可以有效处理外部干扰力矩、模型不确定性以及控制输入及其变化率饱和等系统不确定性，确保了闭环姿态跟踪系统的稳定性，并且获得了满意的控制性能；(2)通过结合滑模控制方法、反步控制方法和连续自适应控制方法设计的姿态跟踪控制器，能够有效处理多种系统不确定性，并且不依赖于系统不确定性的先验信息；(3)所设计控制器均为连续的，因此能够显著削弱执行器的抖振现象。

【技术实现步骤摘要】
一种有限时间稳定的航天器姿态跟踪滑模控制方法
本专利技术涉及一种航天器姿态跟踪滑模控制方法，属于航天器控制

技术介绍
在航天器姿态控制系统中，除了存在外部干扰力矩、模型不确定性和控制输入饱和等系统不确定性之外，还可能存在对控制输入变化率的饱和限制。研究人员针对饱和控制问题提出了大量的研究方法，具有代表性的研究成果包括《Disturbanceobserverbasedfinite-timeattitudecontrolforrigidspacecraftunderinputsaturation》、《Controllerdesignforrigidspacecraftattitudetrackingwithactuatorsaturation》等，但其中仅有较少控制方案考虑了控制输入变化率饱和的影响设计了非奇异的、有限时间稳定的姿态跟踪控制器。在已有研究成果中，《Velocity-freeattitudecontrollerssubjecttoactuatormagnitudeandratesaturations》同时考虑了控制输入及其变化率饱和的问题，并利用双曲正切函数设计了姿态跟踪控制器；《Adaptivedynamicsurfaceguidancelawwithinputsaturationconstraintandautopilotdynamics》、《Adaptivebacksteppingimpactanglecontrolwithautopilotdynamcisandaccelerationsaturationconsideration》等构造了增广系统对执行器的动力学特性进行直接约束，然后，通过结合反步控制方法、滑模控制方法、自适应控制方法和辅助系统设计了控制器，以同时处理外部干扰力矩、模型不确定性以及控制输入及其变化率饱和等系统不确定性的影响；《Anoveladaptivedynamicsurfacecontrolschemeofhypersonicflightvehicleswiththrustandactuatorconstraints》利用指令滤波器对控制输入信号进行幅值及变化率的限制，并以此设计控制器；《StateaugmentedfeedbackcontrollerdesignapproachforT-Sfuzzysystemwithcomplexactuatorsaturations》同样通过构造增广系统以约束控制输入信号及其一阶导数、二阶导数，并结合模糊推理系统和线性矩阵不等式等控制器设计方法实现对系统的鲁棒控制。但上述文献一般仅能确保被控系统是渐近稳定的，致使系统的控制性能受到很大影响。除此之外，《Velocity-freeattitudecontrollerssubjecttoactuatormagnitudeandratesaturations》未考虑系统不确定性的影响，并且引入了较为复杂的参数选择过程；《Adaptivebacksteppingimpactanglecontrolwithautopilotdynamcisandaccelerationsaturationconsideration》和《Anoveladaptivedynamicsurfacecontrolschemeofhypersonicflightvehicleswiththrustandactuatorconstraints》在分析控制系统稳定性的过程中，忽略了观测器和指令滤波器动态特性对控制系统的影响；《Robustattitudetrackingcontrolofspacecraftundercontrolinputmagnitudeandratesaturations》由于采用反步控制方法设计姿态跟踪控制器，因此需要对虚拟控制变量反复求导，因而增加了控制器的复杂度和计算量；《StateaugmentedfeedbackcontrollerdesignapproachforT-Sfuzzysystemwithcomplexactuatorsaturations》中模糊推理系统待设计参数较多并且依赖于研究人员的设计经验，这对控制系统的具体设计及参数整定带来了一定的难度。
技术实现思路
本专利技术是为了解决现有的航天器姿态控制系统并没有全面考虑系统不确定性的因素而导致控制时间较长或者控制精度不够的问题。本专利技术采取的技术方案是：一种有限时间稳定的航天器姿态跟踪滑模控制方法，其特征在于包括以下步骤：步骤一：建立包括航天器姿态跟踪运动学方程、动力学方程和执行器动力学约束方程的增广姿态跟踪控制系统；步骤二：将增广姿态跟踪控制系统分解为姿态跟踪控制子系统和执行器动力学约束子系统两个子系统的级联，所述执行器动力学约束子系统为u(0)＝03×1sat(uc)＝[sat(uc,1),sat(uc,2),sat(uc,3)]T其中，uc为设计的控制律，uc,k为未达到饱和时的控制器输出，k＝1,2,3表示姿态的三维坐标，Umax为执行机构最大输出力矩，kc为一个待设定正常数，表示实际输入的变化率，sat(·)是饱和函数，u为控制器实际输入；步骤三：针对姿态跟踪控制子系统，并结合滑模控制方法、反步控制方法和连续自适应控制方法、辅助系统和观测器进行控制器的设计。进一步的，所述姿态跟踪控制子系统为：其中，为姿态四元数，为四元数矢量部分，为四元数标量部分，为四元数矢量部分斜对称矩阵，I3为元素为1的列向量，为角速度误差，F为等式，δ为总的干扰力矩，为转动惯量与角加速度误差的乘积。进一步的，所述控制器为：f(s)＝[f(s1),f(s2),f(s3)]T其中，τ1和τ2均为正常数，0＜γ1＜1以及0＜η1＜1。进一步的，所述辅助系统为：ζ(0)＝03×1其中，k1＞0，为辅助系统的状态导数。进一步的，所述观测器为：Γ(0)＝03×1其中，k2＞0，为ud的在线估计，并且为对的在线估计，为观测器状态导数，Γ为观测器状态。进一步的，所述步骤一中增广姿态跟踪控制系统为：δ＝ΔF+du(0)＝03×1sat(uc)＝[sat(uc,1),sat(uc,2),sat(uc,3)]T其中，ωd为期望角速度，为角速度误差斜对称矩阵，C为从参考坐标系到本体坐标系变换矩阵，ΔF为等式，ΔJ为转动惯量的不确定性，d为外部干扰，转动惯量矩阵J表示为J＝J0+ΔJ，其中，为已知的对称正定矩阵，表示转动惯量矩阵的标称部分；为未知的对称正定矩阵。进一步的，所述步骤三中控制器的积分终端滑模面为：其中，k＝1,2,3，α1＞0，α2＞0，μ≥1，r1＝(2-γ)ηγ-1，r2＝(γ-1)ηγ-2，0＜本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种有限时间稳定的航天器姿态跟踪滑模控制方法，其特征在于包括以下步骤：/n步骤一：建立包括航天器姿态跟踪运动学方程、动力学方程和执行器动力学约束方程的增广姿态跟踪控制系统；/n步骤二：将增广姿态跟踪控制系统分解为姿态跟踪控制子系统和执行器动力学约束子系统两个子系统的级联，所述执行器动力学约束子系统为/n

【技术特征摘要】
1.一种有限时间稳定的航天器姿态跟踪滑模控制方法，其特征在于包括以下步骤：
步骤一：建立包括航天器姿态跟踪运动学方程、动力学方程和执行器动力学约束方程的增广姿态跟踪控制系统；
步骤二：将增广姿态跟踪控制系统分解为姿态跟踪控制子系统和执行器动力学约束子系统两个子系统的级联，所述执行器动力学约束子系统为

u(0)＝03×1
sat(uc)＝[sat(uc,1),sat(uc,2),sat(uc,3)]T



其中，uc为设计的控制律，uc,k为未达到饱和时的控制器输出，k＝1,2,3表示姿态的三维坐标，Umax为执行机构最大输出力矩，kc为一个待设定正常数，表示实际输入的变化率，sat(·)是饱和函数，u为控制器实际输入；
步骤三：针对姿态跟踪控制子系统，并结合滑模控制方法、反步控制方法和连续自适应控制方法、辅助系统和观测器进行控制器的设计。


2.根据权利要求1所述的一种有限时间稳定的航天器姿态跟踪滑模控制方法，其特征在于所述姿态跟踪控制子系统为：






其中，为姿态四元数，为四元数矢量部分，为四元数标量部分，为四元数矢量部分斜对称矩阵，I3为元素为1的列向量，为角速度误差，F为等式，δ为总的干扰力矩，为转动惯量与角加速度误差的乘积。


3.根据权利要求2所述的一种有限时间稳定的航天器姿态跟踪滑模控制方法，其特征在于所述控制器为：



f(s)＝[f(s1),f(s2),f(s3)]T



其中，τ1和τ2均为正常数，0＜γ1＜1以及0＜η1＜1。


4.根据权利要求3...

【专利技术属性】
技术研发人员：宋申民，陈海涛，庄明磊，
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