一種撓性衛(wèi)星自適應神經網(wǎng)絡滑模姿態(tài)控制方法
【技術領域】
[0001] 本發(fā)明涉及姿態(tài)控制方法，特別涉及一種撓性衛(wèi)星自適應神經網(wǎng)絡滑模姿態(tài)控制 方法。
【背景技術】
[0002] 隨著衛(wèi)星功能和種類的增多，衛(wèi)星的結構變得十分復雜、尺寸也變得更大。星體上 通常需要安裝用以實現(xiàn)各種功能的撓性附件，其中以太陽能帆板、運動天線的應用最為普 遍，這類帶有撓性附件的衛(wèi)星統(tǒng)稱為撓性衛(wèi)星。這些撓性附件的存在，使得衛(wèi)星的姿態(tài)控制 系統(tǒng)具有非線性、參數(shù)不確定性等特點，這就對衛(wèi)星的姿態(tài)控制提出了更高的要求。如何能 夠在抑制模態(tài)振動的同時使衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)具有穩(wěn)定性、快速性等優(yōu)良性能，已經成為 了航天工程的研宄熱點問題。
[0003] 國內外許多學者對這撓性衛(wèi)星的姿態(tài)控制進行了廣泛的研宄，目前的撓性衛(wèi)星的 姿態(tài)控制方法的自抗擾控制方法在非線性穩(wěn)定性證明上缺少足夠的理論依據(jù)，此外控制器 參數(shù)多，實際應用時參數(shù)整定十分不便，而且參數(shù)的來源主要是憑借經驗進行試湊，浪費時 間。而piD/ro方法中系統(tǒng)的響應速度和超調量相互制約，難以同時兼顧，系統(tǒng)的魯棒性較 差，面對不確定性的干擾時，姿態(tài)控制效果不理想。
【發(fā)明內容】
[0004] 本發(fā)明的目的是為了解決撓性衛(wèi)星由于帆板模態(tài)振動和天線轉動造成的姿態(tài)波 動，降低系統(tǒng)穩(wěn)定性的問題而提出的一種撓性衛(wèi)星自適應神經網(wǎng)絡滑模姿態(tài)控制方法。
[0005] 上述的發(fā)明目的是通過以下技術方案實現(xiàn)的：
[0006] 步驟一、采用混合坐標法建立撓性衛(wèi)星姿態(tài)動力學模型；
[0007] 步驟二、根據(jù)撓性衛(wèi)星姿態(tài)動力學模型，忽略撓性衛(wèi)星姿態(tài)動力學方程中與模態(tài) 相關的高階耦合項，考慮衛(wèi)星作慣性定向飛行，同時采用小角度假設，得到簡化后的撓性衛(wèi) 星姿態(tài)動力學方程；
[0008] 步驟三、根據(jù)簡化后的撓性衛(wèi)星姿態(tài)動力學方程，利用RBF神經網(wǎng)絡設計滑模姿 態(tài)控制器；
[0009] 步驟四、進一步采用RBF神經網(wǎng)絡逼近符號函數(shù)n ' sgn(s)，削弱抖振 對滑模姿態(tài)控制器的影響；得到削弱抖振后的滑模姿態(tài)控制器；其中，sgn(s)= [sgnklsgnhhsgnh)] 1，為待設計參數(shù)且rT 通道的滑模函數(shù)；s = [Sl，s2, s3]T;即完成了一種撓性衛(wèi)星自適應神經網(wǎng)絡滑模姿態(tài)控制方 法。
[0010] 發(fā)明效果
[0011] 本發(fā)明針對撓性衛(wèi)星由于帆板的模態(tài)振動和天線的轉動擾動造成的姿態(tài)波動問 題，采用一種改進的自適應神經網(wǎng)絡滑模姿態(tài)控制方法，提出了一種姿態(tài)控制器的設計方 案；有效抑制帆板振動和天線擾動，完成姿態(tài)穩(wěn)定任務，同時削弱控制量抖振，提高姿態(tài)控 制精度與穩(wěn)定度。以滑模變結構控制為基礎，運用了 RBF神經網(wǎng)絡的逼近原理，提出了基于 RBF神經網(wǎng)絡的滑模姿態(tài)控制器的設計方法。并且進一步采用RBF神經網(wǎng)絡對符號函數(shù)進 行逼近，其目的在于削弱抖振的影響并且使系統(tǒng)具有良好的控制特性。如圖2~5所示的 仿真結果表明，該方法可以提高系統(tǒng)的姿態(tài)控制精度、穩(wěn)定度、魯棒性等指標，對抖振的有 明顯的削弱作用，適于實際工程應用。
[0012] 因此本發(fā)明在考慮了撓性影響的情況下進行設計，適合工程應用；采用滑模變結 構控制設計姿態(tài)控制器，系統(tǒng)抗干擾能力強，魯棒性好；無需前饋補償，避免了前饋補償難 以有效實現(xiàn)的問題；采用RBF神經網(wǎng)絡對符號函數(shù)進行逼近，削弱了抖振的影響；系統(tǒng)的姿 態(tài)控制精度和穩(wěn)定度較高。
【附圖說明】
[0013]圖1為【具體實施方式】一提出的一種撓性衛(wèi)星自適應神經網(wǎng)絡滑模姿態(tài)控制方法 流程圖；
[0014] 圖2為【具體實施方式】一提出的逼近sign函數(shù)前的衛(wèi)星姿態(tài)角曲線；
[0015] 圖3為【具體實施方式】一提出的逼近sign函數(shù)前的衛(wèi)星姿態(tài)角速度曲線；
[0016] 圖4為【具體實施方式】一提出的逼近sign函數(shù)后的衛(wèi)星姿態(tài)角曲線；
[0017]圖5為【具體實施方式】一提出的逼近sign函數(shù)后的衛(wèi)星姿態(tài)角速度曲線；
[0018] 圖6為實施例提出的各坐標系位置關系不意圖；
[0019] 圖7為實施例提出的天線在衛(wèi)星本體安裝示意圖；
[0020] 圖8為實施例提出RBF神經網(wǎng)絡結構圖。
【具體實施方式】
【具體實施方式】 [0021] 一：本實施方式的一種撓性衛(wèi)星自適應神經網(wǎng)絡滑模姿態(tài)控制方 法，具體是按照以下步驟制備的：
[0022] 步驟一、建立帶有運動天線的衛(wèi)星姿態(tài)模型；采用混合坐標法建立撓性衛(wèi)星姿態(tài) 動力學模型；
[0023] 步驟二、根據(jù)撓性衛(wèi)星姿態(tài)動力學模型，忽略撓性衛(wèi)星姿態(tài)動力學方程中與模態(tài) 相關的高階耦合項，考慮衛(wèi)星作慣性定向飛行，同時采用小角度假設，得到簡化后的撓性衛(wèi) 星姿態(tài)動力學方程；
[0024] 步驟三、根據(jù)簡化后的撓性衛(wèi)星姿態(tài)動力學方程，利用RBF神經網(wǎng)絡設計滑模姿 態(tài)控制器；
[0025] 步驟四、進一步采用RBF神經網(wǎng)絡逼近符號函數(shù)n ' Sgn(s)，削弱抖振 對滑模姿態(tài)控制器的影響；得到削弱抖振后的滑模姿態(tài)控制器；其中，sgn(s)= [sgnklsgnhhsgnh)] 1，為待設計參數(shù)且rT 通道的滑模函數(shù)；s = [Sl，s2, s3]T如圖1即完成了一種撓性衛(wèi)星自適應神經網(wǎng)絡滑模姿態(tài) 控制方法。
[0026] 本實施方式效果：
[0027] 本發(fā)明針對撓性衛(wèi)星由于帆板的模態(tài)振動和天線的轉動擾動造成的姿態(tài)波動問 題，采用一種改進的自適應神經網(wǎng)絡滑模姿態(tài)控制方法，提出了一種姿態(tài)控制器的設計方 案；有效抑制帆板振動和天線擾動，完成姿態(tài)穩(wěn)定任務，同時削弱控制量抖振，提高姿態(tài)控 制精度與穩(wěn)定度。以滑模變結構控制為基礎，參考了 RBF神經網(wǎng)絡的逼近原理，提出了基于 RBF神經網(wǎng)絡的滑模姿態(tài)控制器的設計方法。并且采用RBF神經網(wǎng)絡對符號函數(shù)進行逼近， 其目的在于削弱抖振的影響并且使系統(tǒng)具有良好的控制特性。如圖2~5所示的仿真結果 表明，該方法可以提高系統(tǒng)的姿態(tài)控制精度、穩(wěn)定度、魯棒性等指標，對抖振的有明顯的削 弱作用，適于實際工程應用。
[0028] 因此本實施方式在考慮了撓性影響的情況下進行設計，適合工程應用；采用滑模 變結構控制設計姿態(tài)控制器，系統(tǒng)抗干擾能力強，魯棒性好；無需前饋補償，避免了前饋補 償難以有效實現(xiàn)的問題；采用RBF神經網(wǎng)絡對符號函數(shù)進行逼近，削弱了抖振的影響；系統(tǒng) 的姿態(tài)控制精度和穩(wěn)定度較高。
【具體實施方式】 [0029] 二：本實施方式與一不同的是：步驟一中建立帶有運 動天線的衛(wèi)星姿態(tài)模型；采用混合坐標法建立撓性衛(wèi)星姿態(tài)動力學模型具體為：
[0030] (1)、含有兩塊帆板和一根運動天線的姿態(tài)動力學方程有以下形式（方程（2-1) 中，第一個為衛(wèi)星本體轉動方程，第二個為天線轉動方程）：
[0033] 其中，Ise R3X3為星體轉動慣量陣；《 s= [? i，《2,《3]Te R3為本體系相對于慣 性系且投影分解在本體系中的姿態(tài)角速度矢量；? 3分別為本體系相對于慣性系 且投影分解在本體系中X、Y和Z軸的姿態(tài)角速度；nkG Rn為撓性模態(tài)坐標，n為模態(tài)階數(shù)， k為附件編號，k = 1、2時表示本體Y軸正和負方向帆板，k = 3表示天線；FskG R 3Xn為附 件振動與星體轉動耦合系數(shù)；Rsae R3X3為天線與星體轉動耦合系數(shù)；u e R3是由執(zhí)行機構 (飛輪、動量輪、推力器等）提供的星體三個通道控制力矩矢量；d e R3為衛(wèi)星所受的干擾力 矩，包括環(huán)境干擾力矩和部件安裝誤差所引起的干擾力矩等；Iae R3X3為天線轉動慣量陣； ?ae R3,《a= [? al，《a2,《a3]T為天線相對于天線支撐臂坐標系的角速度矢量；《 al、《a2 和《a3分別為天線相對于天線支撐臂坐標系X、Y和Z軸的角速度；FaG R3Xn為天線轉動與 天線臂振動耦合系數(shù)；符號 < 表示如下的反對稱矩陣，
；類似的，吒 表示如下的反對稱矩陣
；TaG R3是天線轉動驅動控制力矩；角標 a表示天線；角標s表示星體；
[0034] (2)、建立附件模態(tài)方程（附件模態(tài)方程為天線和兩塊帆板的振動方程）為：
[0036] 其中，MP Dk為n維對角陣，| k表示附件的阻尼比；Qk表示附件的模態(tài)頻率， k = 1或2時表示本體Y軸正和負方向帆板，k = 3時表示天線；
[0037](3)、含有兩塊帆板和一根運動天線的姿態(tài)動力學方程與附件模態(tài)方程組成撓性 衛(wèi)星姿態(tài)動力學模型。其它步驟及參數(shù)與【具體實施方式】一相