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一種基于全驅(qū)系統(tǒng)方法的航天器姿態(tài)跟蹤滑?？刂品椒?

文檔序號：40615608發(fā)布日期：2025-01-07 21:04閱讀：26來源：國知局

導航： X技術(shù)> 最新專利>控制;調(diào)節(jié)裝置的制造及其應用技術(shù)

一種基于全驅(qū)系統(tǒng)方法的航天器姿態(tài)跟蹤滑?？刂品椒? /><br/><p>本發(fā)明屬于航天器控制，涉及航天器姿態(tài)跟蹤控制系統(tǒng)，具體涉及一種基于全驅(qū)系統(tǒng)方法的航天器姿態(tài)跟蹤滑模控制方法。</p><p><br/><b>背景技術(shù)：</b><br/></p><p>1、航天器姿態(tài)跟蹤控制是航天器導航和自主控制的重要組成部分，在地球觀測衛(wèi)星、深空探測、航天器交會對接、航天器編隊飛行以及其他眾多領(lǐng)域中得到了廣泛應用。航天器姿態(tài)跟蹤控制的目標是通過設計一種控制律，能夠?qū)崟r驅(qū)動航天器的姿態(tài)和角速度，跟蹤隨時間變化的目標狀態(tài)軌跡，從而使航天器能夠準確指向目標，并且穩(wěn)定保持姿態(tài)。這是一個非線性的動態(tài)問題，特點在于內(nèi)部參數(shù)的不確定性以及外部干擾的存在。</p><p>2、航天任務日益復雜，對航天器姿態(tài)跟蹤控制系統(tǒng)在收斂速度、控制精度和抗擾能力方面提出了更高的要求。現(xiàn)有的控制方法依賴于狀態(tài)空間方法，其控制器的設計比較復雜。高階全驅(qū)系統(tǒng)是控制系統(tǒng)模型的一種描述形式，一旦建立了全驅(qū)系統(tǒng)模型，就可以方便地設計控制律來消除非線性項，并實現(xiàn)系統(tǒng)的閉環(huán)控制?，F(xiàn)有的基于全驅(qū)系統(tǒng)方法的航天器姿態(tài)跟蹤控制很少考慮執(zhí)行器飽和的影響，且一般收斂時間較長。因此，繼續(xù)研究基于全驅(qū)系統(tǒng)方法的航天器姿態(tài)跟蹤控制是有必要的。</p><br/><p><b>技術(shù)實現(xiàn)思路</b></p><p>1、針對現(xiàn)有技術(shù)的不足，本發(fā)明提出了一種基于全驅(qū)系統(tǒng)方法的航天器姿態(tài)跟蹤滑模控制方法，首先建立航天器的二階全驅(qū)系統(tǒng)模型，考慮執(zhí)行器飽和與外部擾動的影響，引入抗飽和輔助系統(tǒng)和基于固定時間多變量超螺旋系統(tǒng)的干擾觀測器，并構(gòu)造了相應的滑模控制器，實現(xiàn)了航天器對目標姿態(tài)的穩(wěn)定跟蹤。</p><p>2、一種基于全驅(qū)系統(tǒng)方法的航天器姿態(tài)跟蹤滑?？刂品椒?，具體步驟如下：</p><p>3、步驟1、建立航天器姿態(tài)跟蹤二階全驅(qū)系統(tǒng)模型</p><p>4、考慮一類剛體航天器，定義描述其姿態(tài)運動的單位四元數(shù)為，其中是四元數(shù)的標量部分，是四元數(shù)的矢量部分，且。航天器當前相對慣性空間以角速度旋轉(zhuǎn)，設期望坐標系相對慣性空間以角速度旋轉(zhuǎn)，旋轉(zhuǎn)四元數(shù)為，定義由期望坐標系到當前航天器坐標系的旋轉(zhuǎn)四元數(shù)為誤差四元數(shù)，角速度誤差為，則四元數(shù)描述的航天器姿態(tài)跟蹤系統(tǒng)運動學模型為：</p><p>5、</p><p>6、其中，、分別表示、的一次導數(shù)。</p><p>7、航天器姿態(tài)跟蹤系統(tǒng)動力學模型為：</p><p>8、</p><p>9、其中，為誤差四元數(shù)的矢量部分，為航天器轉(zhuǎn)動慣量，表示的逆矩陣，u為系統(tǒng)控制輸入，為系統(tǒng)受到的外部擾動，、分別表示、的一次導數(shù)，表示反對稱矩陣，，是從目標體坐標系到本體坐標系的旋轉(zhuǎn)矩陣：</p><p>10、</p><p>11、根據(jù)全驅(qū)系統(tǒng)方法，考慮執(zhí)行器飽和的影響，得到如下航天器姿態(tài)跟蹤二階全驅(qū)系統(tǒng)模型：</p><p>12、</p><p>13、</p><p>14、其中，表示系統(tǒng)飽和控制輸入與當前系統(tǒng)控制輸入的差值，表示執(zhí)行器飽和函數(shù)，是執(zhí)行器最大輸出，是執(zhí)行器最小輸出。</p><p>15、為二階全驅(qū)系統(tǒng)的已知非線性項，其中：</p><p>16、、</p><p>17、，</p><p>18、、</p><p>19、、</p><p>20、、</p><p>21、、</p><p>22、。</p><p>23、，</p><p>24、、</p><p>25、、</p><p>26、。</p><p>27、為系統(tǒng)的未知擾動，為輸入矩陣。表示的二次導數(shù)；表示的一次導數(shù)。</p><p>28、步驟2、抗飽和系統(tǒng)設計</p><p>29、考慮航天器的執(zhí)行器飽和問題，設計如下抗飽和輔助系統(tǒng)：</p><p>30、</p><p>31、其中，c1和c2是對角線元素均為正值的常數(shù)對角矩陣。和為補償系統(tǒng)的狀態(tài)變量，、分別為、的一次導數(shù)；根據(jù)補償?shù)臓顟B(tài)變量，定義新的跟蹤誤差e1、e2，將系統(tǒng)模型修改為：</p><p>32、</p><p>33、其中，、分別為e1、e2的一次導數(shù)，、分別為、的二次導數(shù)。是3維單位矩陣。</p><p>34、步驟3、基于固定時間多變量超螺旋系統(tǒng)的干擾觀測器設計</p><p>35、考慮外部擾動的影響，設計如下基于固定時間多變量超螺旋系統(tǒng)的干擾觀測器：</p><p>36、</p><p>37、其中，，是的估計值，，，，p為常數(shù)且，是干擾觀測器系統(tǒng)狀態(tài)即總擾動的估計值，是總擾動的導數(shù)的上界。、分別為、的一次導數(shù)。</p><p>38、步驟4、基于全驅(qū)系統(tǒng)方法的滑?？刂破髟O計</p><p>39、設計如下滑模面：</p><p>40、</p><p>41、其中，a0、a1為參數(shù)化設計方法的參數(shù)?；谠摶Ｃ娴玫饺缦禄？刂破鳎?/p><p>42、</p><p>43、其中，表示的逆矩陣，，。為正實數(shù)，、均為正奇數(shù)，且，是各元素為正實數(shù)的列向量，在滿足系統(tǒng)穩(wěn)定性的條件下，設計參數(shù)β、k、g、η、c1、c2的值，得到滑模控制器。</p><p>44、本發(fā)明具有以下有益效果：</p><p>45、針對具有執(zhí)行器飽和以及外部擾動的航天器姿態(tài)跟蹤控制系統(tǒng)，基于全驅(qū)系統(tǒng)方法，建立了二階全驅(qū)系統(tǒng)模型，設計了抗飽和輔助系統(tǒng)，避免了執(zhí)行器飽和，設計了干擾觀測器和基于全驅(qū)系統(tǒng)方法的滑模控制器，使系統(tǒng)在受到外部干擾的影響下，能穩(wěn)定跟蹤目標姿態(tài)。在給定參考信號的情況下，降低了控制器設計的復雜度，減小了干擾對系統(tǒng)的影響。</p><br/><br><b>技術(shù)特征：</b><br/><p>1.一種基于全驅(qū)系統(tǒng)方法的航天器姿態(tài)跟蹤滑?？刂品椒?，其特征在于：</p><p>2.如權(quán)利要求1所述一種基于全驅(qū)系統(tǒng)方法的航天器姿態(tài)跟蹤滑?？刂品椒ǎ涮卣髟谟冢憾x四元數(shù)描述的航天器姿態(tài)跟蹤系統(tǒng)運動學模型為：</p><p>3.如權(quán)利要求2所述一種基于全驅(qū)系統(tǒng)方法的航天器姿態(tài)跟蹤滑?？刂品椒?，其特征在于：二階全驅(qū)系統(tǒng)的已知非線性項</p><p>4.如權(quán)利要求1所述一種基于全驅(qū)系統(tǒng)方法的航天器姿態(tài)跟蹤滑?？刂品椒?，其特征在于：使用滑膜控制器作為控制器u中的信號v，設計滑模面；基于該滑模面得到如下滑?？刂破鳎?/p><p>5.如權(quán)利要求3所述一種基于全驅(qū)系統(tǒng)方法的航天器姿態(tài)跟蹤滑?？刂品椒?，其特征在于：當時，系統(tǒng)收斂時間變短，控制輸入幅值上界變大，時，系統(tǒng)收斂時間變長，控制輸入幅值上界變小。</p><br/><b>技術(shù)總結(jié)</b><br>本發(fā)明公開了一種基于全驅(qū)系統(tǒng)方法的航天器姿態(tài)跟蹤滑?？刂品椒?，屬于航天器控制技術(shù)領(lǐng)域。該方法基于全驅(qū)系統(tǒng)方法，針對具有外部擾動以及執(zhí)行器飽和的航天器姿態(tài)跟蹤系統(tǒng)，建立了系統(tǒng)的二階全驅(qū)系統(tǒng)模型。并設計了抗飽和輔助系統(tǒng)，以減小執(zhí)行器飽和的影響。同時還設計了基于固定時間多變量超螺旋系統(tǒng)的干擾觀測器，用于估計外部擾動。基于全驅(qū)系統(tǒng)方法，通過狀態(tài)反饋控制器獲得一個線性定常的閉環(huán)系統(tǒng)，設計了基于全驅(qū)系統(tǒng)方法的滑?？刂破鳎瓜到y(tǒng)在受到外部干擾的影響下，能穩(wěn)定跟蹤目標姿態(tài)，實現(xiàn)了對航天器姿態(tài)跟蹤系統(tǒng)的有效控制。<br/><br/><b>技術(shù)研發(fā)人員：</b>王茜,賀豐喜,陳云,高旭東<br/><b>受保護的技術(shù)使用者：</b>杭州電子科技大學<br/><b>技術(shù)研發(fā)日：</b><br/><b>技術(shù)公布日：</b>2025/1/6
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該技術(shù)已申請專利。僅供學習研究，如用于商業(yè)用途，請聯(lián)系技術(shù)所有人。
技術(shù)研發(fā)人員：王茜,賀豐喜,陳云,高旭東
技術(shù)所有人：杭州電子科技大學
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