一种基于特征模型的挠性卫星控制方法技术

一种基于特征模型的挠性卫星控制方法，按照挠性卫星的动力学方程，确定其时间尺度、采样时间，以及参数Ｍ和ｍ；根据得到的各个变量确定特征模型的系数范围；利用梯度法辨识特征模型的参数；根据辨识得到的特征模型的系数设计控制律，通过控制律反馈到挠性卫星的动力学方程，控制挠性卫星姿态角。本发明专利技术引入了挠性卫星的时间尺度和采样周期，刻画了挠性卫星的变化率，解决了挠性卫星特征建模的瓶颈问题；本发明专利技术给出了挠性卫星特征模型参数范围的表达式，定性研究了特征模型的参数性质，从所给出的参数范围可以看出，特征模型参数的界与采样周期、建模误差、系统阶数、系统变化率有关，为挠性卫星基于特征模型的自适应控制奠定了理论基础；本发明专利技术适用于飞行器姿态动力学的特征建模，从而为飞行器基于特征模型的姿态控制奠定了基础。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种卫星控制方法，特别是涉及一种基于特征模型的挠性卫星控制方法，属于卫星控制

技术介绍
基于特征模型的全系数自适应控制方法是吴宏鑫院士提出的，经过20多年的研究，在理论和应用上均取得了重要进展，形成了一套实用性很强的自适应控制理论和方法。该方法需要辨识参数少，可以保证闭环系统的暂态性能和稳态性能，具有强鲁棒性和自适应性。特别是该方法的理论思想和工程要点被创造性地应用于飞船返回再入控制，其开伞精度达到世界先进水平。基于特征模型的全系数自适应控制方法的基本思想是，首先建立系统的特征模型及其参数范围，然后按照特征模型参数设计全系数自适应控制律。一般来说，系统的特征模型用系数有界的二阶时变差分方程描述。在基于特征模型的自适应控制设计中，首先要确定二阶时变差分方程的系数范围，然后在该范围内选取辨识初值，并把每一步辨识的结果投影到该范围内，因此系数范围的确定是基于特征模型控制方法的关键问题之一。线性定常系统特征模型参数范围确定问题已经解决，而对于非线性系统，该问题一直是制约全系数自适应控制设计的瓶颈。非线性黄金分割自适应控制、吴宏鑫、王颖、解永春著，宇航学报出版(2002，23(6)：1-8.2)和多变量线性时变系统的特征模型及自适应模糊控制方法，孙多青、吴宏鑫著，宇航学报出版(2005，26(6)：677-681.)中公开了几类特殊形式的非线性系统转化成二阶时变差分方程组的方法，不足之处是所给出的方法只适用于所考虑的特殊形式的非线性系统，并且未考虑建模误差。对于本专利技术所给出的任意建模误差下挠性卫星特征模型参数界的确定方法，没有公开的具有完整实用意义的方法。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种基于特征模型的挠性卫星控制方法。本专利技术的技术解决方案是：一种基于特征模型的挠性卫星控制方法，通过以下步骤实现：第一步，利用公式(2)确定挠性卫星动力学方程的时间尺度p，p=min{1Mf·1,1Mf·,1Mf1,1Mf2,1Mu本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于特征模型的挠性卫星控制方法，其特征在于通过以下步骤实现：第一步，利用公式（２）确定挠性卫星动力学方程的时间尺度ｐ，＊＊＊（２）其中挠性卫星动力学方程为公式组（１），［＊＊＊］↑［Ｔ］＝Ｃ（ｘ↓［１］）［ｗ↓［ｘ］ｘ↓［ｙ］ｗ↓［ｚ］］↑［Ｔ］＊＊＊（１）φ，θ，ψ表示挠性卫星的俯仰、偏航和滚动姿态角，［ｗ↓［ｘ］ｗ↓［ｙ］ｗ↓［ｚ］］↑［Ｔ］表示卫星相对轨道坐标系的角速度在体坐标系中的坐标，ｗ↓［ｓ］、＊↓［ｓ］分别表示挠性卫星中心体的角速度列阵和反对称阵，η↓［ｌ］、η↓［ｒ］分别为挠性卫星左、右太阳翼的模态坐标阵，ξ↓［ｌ］、ξ↓［ｒ］分别为挠性卫星左、右太阳翼的模态阻尼系数，Ｆ↓［ｓｌ］、Ｆ↓［ｓｒ］分别为挠性卫星左、右太阳翼与中心体的耦合系数，Ｔ↓［ｓ］表示作用在挠性卫星上的外力矩列阵，Ｉ↓［ｓ］表示挠性卫星惯量阵，ｘ↓［１］＝［φθψ］↑［Ｔ］，ｙ表示挠性卫星输出，ｗ↓［ｌ］、ｗ↓［ｒ］分别为挠性卫星左、右太阳翼的角速度，ｆ↓［１］＝Ｃ（ｘ↓［１］）ｗ↓［ｓ］，ｆ↓［２］＝－Ｉ↓［ｓ］↑［－１］（＊↓［ｓ］Ｉ↓［ｓ］ｗ↓［ｓ］＋Ｆ↓［ｓｌ］＊↓［ｌ］＋Ｆ↓［ｓｒ］＊↓［ｒ］），ｇ＝Ｉ↓［ｓ］↑［－１］，ｕ＝Ｔ↓［ｓ］，ｆ＝ｆ↓［２］＋ｇｕ，Ｍ↓［＊↓［１］］＝ｍａｘ｜＊↓［１］｜，Ｍ↓［＊↓［１］］＝ｍａｘ｜＊｜，Ｍ↓［ｆ↓［１］］＝ｍａｘ｜ｆ↓［１］｜，Ｍ↓［ｆ↓［２］］＝ｍａｘ｜ｆ↓［２］｜，Ｍ↓［ｕ］＝ｍａｘ｜ｇｕ｜；第二步，利用公式（３）和第一步得到的时间尺度ｐ确定采样时间尺度ｈ，ｈ＝ｐ／ｄ，ｄ＞５（３）；第三步，利用公式组（４）和第一步中确定的参数ｆ↓［１］、ｘ↓［１］、ｘ↓［２］、ｇ，得到ｆ↓［１ｉ］关于ｘ↓［１ｊ］、ｘ↓［２ｊ］的偏导数和ｇ的上界Ｍ，｜＊ｆ↓［１ｉ］／＊ｘ↓［１ｊ］｜≤Ｍ｜＊ｆ↓［１ｉ］／＊ｘ↓［２ｊ］｜≤Ｍ｜｜ｇ（ｋ）｜｜≤Ｍ（４）其中ｘ↓［２］＝ｗ↓［ｓ］，ｉ，ｊ＝１，２，３，ｋ＝１，２，…，ｆ↓［１ｉ］、ｘ↓［１ｉ］、ｘ↓［２ｉ］表示ｆ↓［１］、ｘ↓［１］、ｘ↓［２］的第ｉ行；第四步，利用公式（５）和第三步得到的Ｍ确定参数ｍ，ｍ＞ｌｎｄ↑［２］ε／６Ｍ／ｌｎＮ↓［ｘ］／Ｃ↓［ｘ］↑［２］＋Ｎ↓［ｘ］－１（５）其中，Ｎ↓［ｘ］＞０表示挠性卫星输出｜ｙ↓［ｉ］｜即ｙ的上界，ｉ＝１，２，３，ε为建模误差，Ｃ↓［ｘ］＞０；第五步，根据第二步确定的采样时间尺度ｈ、第三...

【技术特征摘要】
1.一种基于特征模型的挠性卫星控制方法，其特征在于通过以下步骤实现：第一步，利用公式(2)确定挠性卫星动力学方程...

【专利技术属性】
技术研发人员：孟斌，吴宏鑫，杨孟飞，
申请(专利权)人：北京控制工程研究所，
类型：发明
国别省市：11[中国|北京]