挠性航天器预设性能姿态控制方法、计算机设备和存储介质，属于航天器姿态控制技术领域，解决挠性航天器的姿态跟踪控制难以在短时间内提供合理的控制力矩的问题。本发明专利技术方法包括：获取航天器的结构转动惯量标称部分；利用所述航天器的结构转动惯量标称部分，获取挠性航天器姿态动力学的确定部分；获取性能函数矩阵、挠性航天器的姿态误差运动学矩阵、一阶反步变量、二阶反步变量、一阶跟踪参考和收敛率函数，所述收敛率函数为根据时间获取收敛率的函数；获取扩张状态观测器的耦合干扰跟踪状态；根据本发明专利技术设计的计算公式，获取控制力矩；根据所述控制力矩对挠性航天器进行姿态控制。本发明专利技术适用于针对挠性航天器的姿态跟踪控制。本发明专利技术适用于针对挠性航天器的姿态跟踪控制。本发明专利技术适用于针对挠性航天器的姿态跟踪控制。
【技术实现步骤摘要】
挠性航天器预设性能姿态控制方法、计算机设备和存储介质
[0001]本申请涉及航天器姿态控制
，尤其涉及挠性航天器预设性能姿态控制。
技术介绍
[0002]航天器姿态跟踪控制问题，即控制航天器的姿态按照任务期望的姿态变化进行变化的问题。其中，任务期望的姿态变化由具体的任务需求给定，不由姿态跟踪的控制方法进行设计。航天器所受到的各种干扰的具体值是未知的，但干扰的是连续有界的。控制方式为由控制方法计算出控制力矩交由执行机构进行实现，执行机构的实现过程不由控制方法管理。
[0003]挠性航天器在姿态控制问题存在其特殊性，主要表现为：施加在航天器本体的各种力矩会通过挠性部件反作用在卫星本体上。因此航天器所受到的干扰力矩既源于外部，也源于自身的挠性部分。
[0004]针对挠性航天器的姿态跟踪控制问题，若对航天器本体的姿态跟踪过程有时间与精度方面的要求，即需要航天器本体姿态在预设的时间节点之前达到预设的精度范围，则可考虑通过预设性能控制的方式解决这一问题。该方法由C.P.Bechlioulis and G.A.Rovithakis,“Robust adaptive control of feedback linearizable mimo nonlinear systems with prescribed performance,”IEEE Transactions on Automatic Control,vol.53,no.9,pp.2090
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2099,2008.提出，其主要思想为将控制变量限制在预定好的边界范围内，并将边界范围与控制变量建立联系，通过设计边界范围确保控制变量满足预设的各种要求。尽管文中对控制变量做出了边界范围的限制，但并没有直接确保控制变量一直在边界范围内的控制方法。Q.Hu,X.Shao,and L.Guo,“Adaptive fault
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tolerant attitude tracking control of spacecraft with prescribed performance,”IEEE/ASME Transactions on Mechatronics,vol.23,no.1,pp.331
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341,2018.在此基础上提出将势垒李雅普诺夫函数与预设性能理论结合，并用于刚体航天器的姿态跟着中。其优势在于当控制变量将要到达误差边界时可以产生极大的控制力矩使变量远离边界，确保控制变量不逃出预设范围。
[0005]但上述理论多用于刚体航天器控制，在挠性航天器的姿态跟踪控制中应用较少。J.Tao,S.Tan,and Q.Liu,“Fixed
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time attitude tracking for flexible spacecraft with actuator constraints and prescribed performance,”in 2020Chinese Automation Congress(CAC),2020,pp.2766
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2771.在固定时间控制的基础上采用了预设性能控制实现挠性航天器的姿态跟踪，但所给出的控制力矩在仿真初始阶段相对较大，难以实现。Y.Hu,Y.Geng,B.Wu,and D.Wang,“Model
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Free Prescribed Performance Control for Spacecraft Attitude Tracking,”IEEE Transactions on Control Systems Technology,vol.29,no.1,pp.165
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179,2021,conference Name:IEEE Transactions on Control Systems Technology.提出了一种针对挠性航天器的无模型预设性能控制，但控制过程较长，不利于满足预设时间预设精度的控制需求。
技术实现思路
[0006]本专利技术目的是为了解决当前针对挠性航天器的姿态跟踪控制难以在短时间内提供合理的控制力矩确保航天器的跟踪误差预设时间预设精度收敛的问题，提供了挠性航天器预设性能姿态控制方法、计算机设备和存储介质。
[0007]本专利技术是通过以下技术方案实现的，本专利技术一方面，提供一种挠性航天器预设性能姿态控制方法，所述方法包括：
[0008]步骤1、获取航天器的结构转动惯量标称部分J
m0
；
[0009]步骤2、利用所述航天器的结构转动惯量标称部分，获取挠性航天器姿态动力学的确定部分N1；
[0010]步骤3、获取性能函数矩阵P、挠性航天器的姿态误差运动学矩阵Q、一阶反步变量z1、二阶反步变量z2、一阶跟踪参考z
1ref
和收敛率函数k，所述收敛率函数k为根据时间获取收敛率的函数；
[0011]步骤4、获取扩张状态观测器的耦合干扰跟踪状态Z3；
[0012]步骤5、根据公式：
[0013][0014]其中，
[0015][0016]其中，κ
τ
为鲁棒项强度，z
2i
代表z2中的第i个分量,ε
rti
代表ε
rt
的第i个分量，ε
rt
为ψ
τi
的线性化半径，ψ
τi
为ψ
τ
的第i个分量，i＝1,2,3；
[0017]获取控制力矩τ；
[0018]步骤6、根据所述控制力矩τ对挠性航天器进行姿态控制。
[0019]进一步地，步骤1，具体包括：
[0020]根据公式：
[0021]J
m0
＝J0+δ
T
δ
[0022]其中，J
m0
为航天器的结构转动惯量标称部分，δ为航天器与挠性部件之间的耦合矩阵；
[0023]获取航天器的结构转动惯量标称部分。
[0024]进一步地，步骤2，具体包括：
[0025]利用所述航天器的结构转动惯量标称部分，并根据公式：
[0026][0027]其中，N1为挠性航天器姿态动力学的确定部分，ω是航天器的角速度矢量，ω
e
＝[ω
ex
；ω
ey
；ω
ez
]为挠性航天器姿态角速度误差，ω
d
是航天器需要执行的任务的期望角速
度，R为坐标转换矩阵，其中q
e
＝[q
ev
；q
e4
]为航天器的误差姿态四元数，q
ev
为误差姿态四元数的矢量部分，q
e4
为误差姿态四元数的标量部分，I3×3为三行三列的单位矩阵，为矢量q
ev
的坐标方阵，为矢量q
ev
的转置；
[0028]获取挠性航天器姿态动力学本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种挠性航天器预设性能姿态控制方法，其特征在于，所述方法包括：步骤1、获取航天器的结构转动惯量标称部分J
m0
；步骤2、利用所述航天器的结构转动惯量标称部分，获取挠性航天器姿态动力学的确定部分N1；步骤3、获取性能函数矩阵P、挠性航天器的姿态误差运动学矩阵Q、一阶反步变量z1、二阶反步变量z2、一阶跟踪参考z
1ref
和收敛率函数k，所述收敛率函数k为根据时间获取收敛率的函数；步骤4、获取扩张状态观测器的耦合干扰跟踪状态Z3；步骤5、根据公式：其中，其中，κ
τ
为鲁棒项强度，z
2i
代表z2中的第i个分量,ε
rti
代表ε
rt
的第i个分量，ε
rt
为ψ
τi
的线性化半径，ψ
τi
为ψ
τ
的第i个分量，i＝1,2,3；获取控制力矩τ；步骤6、根据所述控制力矩τ对挠性航天器进行姿态控制。2.根据权利要求1所述的一种挠性航天器预设性能姿态控制方法，其特征在于，步骤1，具体包括：根据公式：J
m0
＝J0+δ
T
δ其中，J
m0
为航天器的结构转动惯量标称部分，δ为航天器与挠性部件之间的耦合矩阵；获取航天器的结构转动惯量标称部分。3.根据权利要求2所述的一种挠性航天器预设性能姿态控制方法，其特征在于，步骤2，具体包括：利用所述航天器的结构转动惯量标称部分，并根据公式：其中，N1为挠性航天器姿态动力学的确定部分，ω是航天器的角速度矢量，ω
e
＝[ω
ex
；ω
ey
；ω
ez
]为挠性航天器姿态角速度误差，ω
d
是航天器需要执行的任务的期望角速度，R为坐标转换矩阵，定义为其中q
e
＝[q
ev
；q
e4
]为航天器的误差姿态四元数，q
ev
为误差姿态四元数的矢量部分，q
e4
为误差姿态四元数的标量部分，I3×3为三行三列的单位矩阵，为矢量q
ev
的坐标方阵，为矢量q
ev
的转置；
获取挠性航天器姿态动力学的确定部分。4.根据权利要求3所述的一种挠性航天器预设性能姿态控制方法，其特征在于，步骤3，具体包括：根据公式：其中，ρ
i
称为性能函数，T
P
为任务需求的预设时间，ε
mi
为任务对...
【专利技术属性】
技术研发人员：肖岩，杨玉龙，孙晟昕，叶东，孙兆伟，
申请(专利权)人：哈尔滨工业大学，
类型：发明
国别省市：
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