一种航天器姿态跟踪控制算法制造技术

本发明专利技术公开了一种航天器姿态跟踪控制算法，属于航天领域，为了解决航天器姿态控制器的执行器的输入饱和以及姿态输出约束问题，本发明专利技术提供一种航天器姿态跟踪控制算法，基于反步法，采用基于旋转矩阵的航天器姿态运动学以及动力学模型，设计出虚拟控制率，进一步，基于虚拟控制率设计有限时间控制律，采用时间最优设计理念，设计一种过渡过程来平滑输入信号，使系统在跟踪输入信号的整个过程中都保持一个较小的误差，从而避免输入饱和现象的产生，通过在利用反步法设计航天器姿态跟踪控制器的过程中，使用障碍李雅普诺夫函数，保证航天器姿态子系统的跟踪性能和约束要求，对航天器姿态控制研究具有重要意义。姿态控制研究具有重要意义。

【技术实现步骤摘要】
一种航天器姿态跟踪控制算法


[0001]本专利技术属于航天领域,特别涉及了航天器姿态的输入饱和以及输出约束问题。

技术介绍

[0002]随着科技的进步，航天器被用于各种军事和民事活动中，航天器的姿态运动是指相对于自身质心的运动，而姿态控制是航天器完成各种任务的前提条件，在实际的控制器设计中，执行器的非线性特性也是必须被考虑的，即输入饱和问题，在实际航天器中，执行器不能输出无限大的力矩，如果控制器没有考虑这个问题可能导致执行器一直保持在饱和状态，则会导致执行器性能退化甚至故障，最终可能导致系统不稳定甚至任务的失败，随着航天任务精细化程度的提高，航天器的瞬态性能也需要在控制器设计时被考虑，瞬态性能包括超调的大小和预设收敛速度，在航天系统的运行过程中，如果姿态变化的超调过大不但会消耗更多的燃料，也可能会对系统稳定性产生影响，因此设计航天器姿态控制器要考虑到输出约束以及输入饱和问题。

技术实现思路

[0003]本专利技术目的在于针对航天器姿态控制过程中的执行器饱和问题以及姿态约束问题，提供一种控制方案。
[0004]为实现上述目的，本专利技术提供如下技术方案：
[0005]一种航天器姿态跟踪控制算法，基于反步法，在航天器姿态误差动力学子模型中引入虚拟变量，设计出虚拟控制率，进一步，基于虚拟控制率设计有限时间控制律，并证明有限时间控制器的稳定性，采用时间最优设计理念，设计一种过渡过程来平滑输入信号，通过使跳变的阶跃信号变为一个缓慢上升的信号，使系统在跟踪输入信号的整个过程中都保持一个较小的误差，从而避免输入饱和现象的产生，通过在利用反步法设计航天器姿态跟踪控制器的过程中，使用障碍李雅普诺夫函数，保证航天器姿态子系统的跟踪性能和约束要求。
[0006]作为本专利技术优选：输入抗饱和处理采用时间最优设计方法，可以将跳变的阶跃信号变为一个缓慢上升的信号，从而避免输入饱和现象的产生。
[0007]作为本专利技术优选：航天器进行姿态约束控制，是通过障碍李雅普诺夫函数，实现对状态量的约束控制。
[0008]与现有技术相比，本专利技术的有益效果为：所述航天器姿态跟踪控制算法，与其他航天器姿态跟踪算法相比较，考虑到了输入饱和问题以及姿态约束问题，并提出了改进方案。
具体实施方式：
[0009]下面对本专利技术中的具体实施方案进行详细的说明，很明显所说明的实施例只是本专利技术中的一部分，并不是全部实施例，对于本专利技术中的实施例，在本领域的普通技术人员在没有付出创造性劳动而获得的，都属于本专利技术所保护的范围。
[0010]本专利技术实施例中：一种航天器姿态跟踪控制算法，基于反步法，利用障碍李雅普诺夫函数设计航天器姿态控制器，可以保证航天器姿态角的状态约束，采用时间最优设计理念，将阶跃的控制输入指令处理成一种相对平滑的输入信号，使系统在跟踪输入信号的整个过程中都保持一个较小的误差。
[0011]1、航天器姿态控制模型
[0012]航天器的姿态控制模型的表示方法有欧拉角，四元数，旋转矩阵，修正罗德里格参数等，旋转矩阵的描述方式相较于欧拉角的描述方式能够避免奇异问题的发生，基于旋转矩阵的航天器姿态运动学和动力学模型为：
[0013][0014][0015]式中：R
c
∈S0(3)表示航天器姿态从本体坐标系到惯性坐标系的旋转矩阵；ω
c
∈R3×1为航天器姿态角速度在本体坐标系下的表示；J
c
∈R3×3为航天器的转动惯量矩阵；u∈R3×1和d∈R3×1分别为航天器的控制力矩和扰动力矩在本体坐标系下的表示。
[0016]R
e
和ω
e
分别为姿态误差和角速度误差，定义为和其中R
t
和ω
t
分别为期望姿态和期望角速度。
[0017]姿态误差R
e
为矩阵，很难应用到控制器的设计中，本文采用构造的一种姿态误差表示形式
[0018][0019]式中：tr(R
e
)表示R
e
的迹，“V”表示叉乘的逆运算：SO(3)
→
R3×1。
[0020]限据可得航天器姿态控制模型为
[0021][0022][0023][0024][0025]2、控制器的设计
[0026]考虑航天器系统输出ω受到约束，借鉴反步控制逐层设计虚拟控制量的思路，引入一阶低通滤波器实现动态面控制，引入BLF处理输出约束问题，由此，本文提出航天器交会对接姿态跟踪控制算法，设计步骤为：
[0027]Step1定义实际姿态误差e与期望姿态误差e
d
的动态面误差为x1，即
[0028]x1＝e
‑
e
d
[0029]取e
d
＝0，则x1＝e。其误差动态方程为
[0030][0031]选取对数型BLF函数：
[0032][0033]其中k
b1
是对状态量x1的约束参数。
[0034]对上式进行求导可得
[0035][0036]取镇定函数
[0037][0038]式中：sig(x
1，i
)γ＝sign(x
1，i
)|x
1，i
|
γ
，i＝1，2，3，r1＝(2
‑
γ)η
γ
‑1，r2＝(γ
‑
1)η
γ
‑2，0＜γ＜1，η为很小的正数，β1＞0，β2＞0。
[0039]易证：当ω
t
和百界时，利用虚拟控制器可以使得在有限时间内收敛到区域|x
1，i
|≤η。
[0040]Step2对进行滤波，有
[0041][0042]其中τ＞0，为采样时间。
[0043]引入
[0044]选择第二个BLF函数：
[0045][0046]其中k
b2
是对状态量x2的约束参数。
[0047]对上式进行求导可得
[0048][0049]对其沿着系统轨迹求导可得
[0050][0051]可取
[0052][0053]通过设计的控制器，经过仿真试验获得实验结果。
[0054]上述描述清楚的说明了本专利技术的技术方案及优势，本领域的技术人员显然理解，本专利技术不因上述实施例而受到限制，上述描述的实施例与说明书只是本专利技术的技术方案及原理并不代表全部，在不背弃本专利技术精神和内容的前提下，本专利技术进行相应算法的改进，都在本专利技术要求保护的范围之内，以特有的形式实现本专利技术的实验结果，本专利技术所保护的范围由所附的权利要求书及等同要件限定。
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航天器姿态跟踪控制算法，对交会对接的航天器采用级联控制设计方法，将这个复杂系统转化为两个简单子系统，基于反步法，通过在子系统中引入误差变量设计虚拟控制保证子系统的稳定性，引入有限时间控制方法，为控制系统提供良好的抗扰动性能和鲁棒性，同时能够实现整个系统的全局有限时间稳定性。2.根据权利要求1所述一种航天器姿态跟踪控制算法,其特征在于，...

【专利技术属性】
技术研发人员：王睿，
申请(专利权)人：哈尔滨理工大学，
类型：发明
国别省市：