一種基于干擾觀測(cè)器的撓性衛(wèi)星軌跡線性化姿態(tài)控制方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001 ]本發(fā)明涉及基于干擾觀測(cè)器的撓性衛(wèi)星軌跡線性化姿態(tài)控制方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 隨著時(shí)代的發(fā)展和社會(huì)的進(jìn)步，人類對(duì)外太空的探索已經(jīng)上升到一個(gè)新的高度。 中國(guó)已經(jīng)跨入了空間大國(guó)的行列。航天技術(shù)對(duì)于國(guó)民經(jīng)濟(jì)、國(guó)防建設(shè)、文化教育和科學(xué)研究 起到至關(guān)重要的作用，是國(guó)家綜合實(shí)力的集中體現(xiàn)。
[0003] 航天技術(shù)是將航天學(xué)的理論應(yīng)用于航天器和運(yùn)載器的研究、設(shè)計(jì)、制造、試驗(yàn)、發(fā) 射、飛行、返回、控制、管理等工航天工程實(shí)踐而形成的一門綜合性工程技術(shù)。衛(wèi)星系統(tǒng)包括 七部分:位置與姿態(tài)控制系統(tǒng)、天線系統(tǒng)、轉(zhuǎn)發(fā)器系統(tǒng)、遙測(cè)指令系統(tǒng)、電源系統(tǒng)、溫控系統(tǒng) 以及入軌和推進(jìn)系統(tǒng)。其中姿態(tài)控制系統(tǒng)決定了衛(wèi)星的跟蹤性能，是衛(wèi)星順利完成太空任 務(wù)的重要保障。
[0004]由于太空探索的領(lǐng)域不斷拓寬，探索任務(wù)難度不斷加大，航天器的結(jié)構(gòu)也呈現(xiàn)復(fù) 雜化的趨勢(shì)，不可避免地受到各種干擾力矩以及參數(shù)不確定性的影響。外部及自身的干擾 很大程度上影響了航天器的工作性能，加大了姿態(tài)控制的難度。并且干擾的數(shù)學(xué)模型不易 清晰描述。因此撓性航天器的干擾抑制問題是航天領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)，直接決定了衛(wèi)星的控 制精度。
[0005] 針對(duì)航天器的干擾抑制問題，國(guó)內(nèi)外學(xué)者進(jìn)行了深入研究，提出了很多控制算法， 現(xiàn)將部分控制算法介紹如下：
[0006] Hua Liu等人[1 ] (Liu H，Guo L,Zhang Y.An anti-disturbance PD control scheme for attitude control and stabilization of flexible spacecrafts[J] ? Nonlinear Dynamics,2012,67(3):2081-2088)針對(duì)燒性航天器的干擾問題設(shè)計(jì)了干擾觀 測(cè)器和ro控制器，抑制了兩種不同的干擾，提高了航天器的控制精度和姿態(tài)穩(wěn)定性。雖然基 于PID的控制算法對(duì)于線性系統(tǒng)的控制性能良好，但是對(duì)于復(fù)雜非線性系統(tǒng)和復(fù)雜信號(hào)追 蹤具有很大的局限性，在對(duì)干擾的抑制方面魯棒性不強(qiáng)，必須結(jié)合其他算法才能達(dá)到控制 要求。
[0007] 錢勇等人[2](錢勇，滿順強(qiáng).基于變結(jié)構(gòu)控制減小掃描鏡運(yùn)動(dòng)對(duì)衛(wèi)星姿態(tài)的影響 分析[J].上海航天，2013,29(6) :7-10)利用解耦變結(jié)構(gòu)控制器對(duì)靜止軌道衛(wèi)星進(jìn)行控制， 考慮了星上載荷的掃描鏡和衛(wèi)星本體間的耦合，對(duì)四元數(shù)四個(gè)分量分別設(shè)計(jì)滑動(dòng)模態(tài)，避 免了奇異問題態(tài)的影響。由仿真結(jié)果可看出，采用變結(jié)構(gòu)控制可以提高姿態(tài)角的跟蹤精度 和穩(wěn)定性，很大程度減小了掃描鏡運(yùn)動(dòng)對(duì)衛(wèi)星產(chǎn)生的干擾。但是由于變結(jié)構(gòu)控制相當(dāng)于起 到開關(guān)作用，控制不連續(xù)，很容易導(dǎo)致抖振，而抖振易激發(fā)系統(tǒng)的未建模特性，從而影響了 系統(tǒng)的控制性能。
[0008] 朱亮等人[3](Shao X，Wang H.A Novel Method of Robust Trajectory Linearization Control Based on Disturbance Rejection[J].Mathematical Problems in Engineering，2014，2014)利用軌跡線性化控制（TLC)方法和神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)技術(shù)設(shè)計(jì)了直接 自適應(yīng)TLC控制方案，通過仿真可以看出，通過神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的作用提高了系統(tǒng)的性能，彌補(bǔ)了 之前TLC的不足。但是很多基于軌跡線性化的控制算法未考慮外界干擾及自身參數(shù)不確定 性影響，導(dǎo)致系統(tǒng)的魯棒性較差。
[0009] Zheng Zhu等人[4](周軍.航天器控制原理.西北工業(yè)大學(xué)出版社，2001)設(shè)計(jì)了擴(kuò) 張狀態(tài)觀測(cè)器來實(shí)現(xiàn)對(duì)剛體航天器干擾的觀測(cè)。由于星體存在燃料消耗，質(zhì)量時(shí)變，星體的 轉(zhuǎn)動(dòng)慣量無(wú)法確定，同時(shí)，外部干擾不可忽略。Zheng Zhu等人設(shè)計(jì)滑?？刂破鞅ＷC了參考 姿態(tài)狀態(tài)的收斂性。從仿真結(jié)果可以看出，此控制方法具有良好的控制性能，姿態(tài)跟蹤精度 較高。但是，該文獻(xiàn)是針對(duì)剛體衛(wèi)星進(jìn)行設(shè)計(jì)，未考慮撓性部件的影響。
[0010]方案一：
[0011] 文獻(xiàn)[6] (Zhu Z，Xia Y，F(xiàn)u M，et al .Attitude tracking of rigid spacecraft based on extended state observer[C]·Systems and Control in Aeronautics and Astronautics(ISSCAA)，20103rd International Symposium on .IEEE,2010:621-626)提 出了一種基于擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器的衛(wèi)星姿態(tài)控制方法。首先用四元數(shù)建立衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)方程， 基于該模型設(shè)計(jì)滑模控制算法。針對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)慣量不確定性和外部干擾設(shè)計(jì)狀態(tài)觀測(cè)器，將干 擾的估計(jì)值帶入之前設(shè)計(jì)的控制律中，實(shí)現(xiàn)了對(duì)衛(wèi)星的跟蹤控制。方案具體內(nèi)容如下：
[0012] (1)衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)模型：
[0013]用四元數(shù)表示衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)模型，減少了奇異點(diǎn)的影響。引入誤差四元數(shù)，將控制目 標(biāo)轉(zhuǎn)換為在有限時(shí)間內(nèi)誤差四元數(shù)收斂到0。定義 [0014] χ = ω+Κθν (71)
[0015]其中ev代表誤差四元數(shù)向量部分。通過式(71)，將控制目標(biāo)變?yōu)樵谟邢迺r(shí)間內(nèi)使 變量X收斂到〇。考慮到衛(wèi)星轉(zhuǎn)動(dòng)慣量的不確定性，將轉(zhuǎn)動(dòng)慣量J表示為J = J〇+AJ，其中Jo表 示常量部分，AJ表示不確定部分。采用等效誤差的思想，將外部誤差和轉(zhuǎn)動(dòng)慣量不確定部 分合并，用g表示。則衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)模型可以簡(jiǎn)化為 [0016]
(72)
[0017] (2)設(shè)計(jì)滑?？刂坡?br>[0018]選擇滑模面 S = C2x，其中，S = [ Si，S2，S3 ]T e R3，C2 e R3X3。選擇趨近律
[0019] _
, (73)
[0020] 保證了滑模到達(dá)條件。由于
[0021 ]
(74)
[0022] 求得控制律
[0023]
(15)
[0024] (3)設(shè)計(jì)觀測(cè)器
[0025] 由于等效干擾i是未知的，所以需要觀測(cè)器對(duì)其進(jìn)行估計(jì)。引入新的變量X2代表系 統(tǒng)總的干擾2,則式(37)可以寫成如下形式：
[0026]
<76)
[0027] 其中g(shù)(t)代表總干擾3的微分，仍然是未知的。二階擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器設(shè)計(jì)如下：
[0028]
(77)
[0029] 式中Ei代表觀測(cè)器的估計(jì)誤差，觀測(cè)器的輸出向量，Μ和β〇2是觀測(cè)器的 增益，函數(shù)fal( ·)定義如下
[0030] (78)
[0031]
[0032] (79
[0033] 式中 〇〈αι〈1，δ>〇。
[0034] 選取合適的參數(shù)，可以保證狀態(tài)觀測(cè)器的輸出&等于狀態(tài)X，輸出Ζ2等于孑。
[0035] 因此，將控制律式(75)進(jìn)一步完善得到
[0036] ueso (t) = (C2Bo)(- τ S-σ s gn (S) -C2F-C2Z2) (80)
[0037] 系統(tǒng)在此控制律作用下有較強(qiáng)的抗干擾能力和魯棒性，可以很好的實(shí)現(xiàn)姿態(tài)跟 足示。
[0038]方案的缺點(diǎn)描述如下：
[0039]根據(jù)系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)模型可知，系統(tǒng)未考慮衛(wèi)星帆板的撓性振動(dòng)的影響，沒有模態(tài) 方程，把衛(wèi)星作為剛體進(jìn)行控制律設(shè)計(jì)。但是實(shí)際衛(wèi)星撓性部件對(duì)系統(tǒng)影響很大，破壞系統(tǒng) 的動(dòng)態(tài)性能，甚至導(dǎo)致系統(tǒng)不穩(wěn)定。
[0040] 方案二：
[0041] 文獻(xiàn)[7](Zhi W，Bao_hua L.Compound control system design based on backstepping techniques and neural network sliding mode for flexible satel1ite[C]·Computer Design and Applications(ICCDA),2010International Conference on. IEEE，2010，2: V2-418-V2-422)針對(duì)有撓性部件的航天器設(shè)計(jì)變結(jié)構(gòu)控制 律，利用三級(jí)滑?？刂?，有效抑制了外部干擾，使航天器跟蹤誤差為0。同時(shí)，利用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò) 對(duì)不確定性因素進(jìn)行估計(jì)，很好地減弱了由于不連續(xù)控制產(chǎn)生的抖動(dòng)。方案具體內(nèi)容如下： [0042] (1)衛(wèi)星運(yùn)動(dòng)學(xué)和動(dòng)力學(xué)建模
[0043]考慮衛(wèi)星天線、太陽(yáng)帆板等撓性附件，采用三正交飛輪作為執(zhí)行元件，分別對(duì)衛(wèi)星 整體、天線、太陽(yáng)帆板動(dòng)力學(xué)建模，同時(shí)考慮太陽(yáng)帆板和天線的振動(dòng)模態(tài)。為便于控制器設(shè) 計(jì)，將撓性附件的振動(dòng)視為作用在衛(wèi)星上的外部干擾，簡(jiǎn)化衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)模型。
[0044] (2)滑模控制律設(shè)計(jì)
[0045]基于反步控制技術(shù)，采用三層滑模控制，反推出控制輸入變量。
[0046]首先設(shè)計(jì)第一層滑模面，目標(biāo)是快速準(zhǔn)確地跟蹤目標(biāo)四元數(shù)，定義角速度虛擬控 制#，并給出其具體形式，構(gòu)造第一層的V函數(shù);然后設(shè)計(jì)第二層滑模面，目標(biāo)是快速準(zhǔn)確跟 蹤?，定義力矩虛擬控制f ,選擇合適的指數(shù)趨近律，推導(dǎo)出t的具體形式，構(gòu)造第二層的V 函數(shù);最后設(shè)計(jì)第三層滑模面，利用伺服系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)模型來獲得更高的控制精度。其跟蹤 指令為尤，控制輸入為飛輪角速度ω。，選擇合適的指數(shù)趨近律，確定出ω。的具體表達(dá)式。
[0047]通過分析可得，控制輸入ω?？梢员ＷC系統(tǒng)跟蹤誤差為〇。
[0048] (3)控制律的完善
[0049] 為了防止"微分爆炸"現(xiàn)象的發(fā)生，采用低通濾波器分別對(duì)$和芬進(jìn)行濾波。同時(shí)， 為了抑制由于參數(shù)不確定性引起的系統(tǒng)振動(dòng)，采用RBF神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)對(duì)不確定參數(shù)進(jìn)行估計(jì)。
[0050] 通過仿真結(jié)果可以看出，系統(tǒng)在較短時(shí)間內(nèi)實(shí)現(xiàn)姿態(tài)的跟蹤，在外界干擾和參數(shù) 擾動(dòng)條件下跟蹤精度依然很高。但是系統(tǒng)的控制器過于復(fù)雜，控制算法的實(shí)現(xiàn)只能在計(jì)算 速度足夠快的計(jì)算機(jī)上完成，很難在工程上應(yīng)用。除此之外，此方案未考慮航天器轉(zhuǎn)動(dòng)慣量 的不確定性，忽略了其對(duì)于控制精度的影響。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0051 ]本發(fā)明是為了解決目前撓性航天器的干擾抑制問題的研究中，單一的軌跡線性化 控制方法對(duì)干擾的抑制能力不強(qiáng)、魯棒性較差，未考慮到外部干擾以及撓性附件影響的問 題，而提出的基于干擾觀測(cè)器的撓性衛(wèi)星軌跡線性化姿態(tài)控制方法。
[0052] -種基于干擾觀測(cè)器的撓性衛(wèi)星軌跡線性化姿態(tài)控制方法按以下步驟實(shí)現(xiàn)：
[0053]步驟一:撓性航天器動(dòng)力學(xué)建模，得到模型為
[0054]
C14)
[0055] 其中ω =[ ωχ c0y coz]TeR3為航天器本體角速度，ωχ、c〇y、ω ζ分別為航天器本體 系相對(duì)于慣性系角速度在本體坐標(biāo)系滾動(dòng)軸、俯仰軸和偏航軸方向投影；ω χ為
W為航天器角加速度，T=[TX Ty Tz]TeR3為航天器滾動(dòng)軸、俯仰軸 和偏航軸的控制力矩，T