一種航天器魯棒有限時間飽和姿態(tài)跟蹤控制方法技術(shù)

一種航天器魯棒有限時間飽和姿態(tài)跟蹤控制方法，本發(fā)明專利技術(shù)涉及航天器魯棒有限時間飽和姿態(tài)跟蹤控制方法。為了解決存在模型不確定性、外界干擾力矩和執(zhí)行器飽和等情況下的剛體航天器姿態(tài)跟蹤控制問題，針對已有方法中存在的控制器抖振、控制器結(jié)構(gòu)復(fù)雜、整定參數(shù)較多、控制算法適用范圍受限等問題。本發(fā)明專利技術(shù)包括：一：建立剛體航天器姿態(tài)運動學(xué)與動力學(xué)模型，即姿態(tài)跟蹤系統(tǒng)；二：根據(jù)步驟一定義快速非奇異終端滑模面和輔助系統(tǒng)；三：進行魯棒有限時間飽和姿態(tài)跟蹤控制器設(shè)計；當(dāng)姿態(tài)跟蹤系統(tǒng)綜合不確定性δ上界為未知常數(shù)時，進行制器設(shè)計；當(dāng)姿態(tài)跟蹤系統(tǒng)綜合不確定性δ上界為未知函數(shù)時，進行自適應(yīng)控制器設(shè)計。本發(fā)明專利技術(shù)用于航天領(lǐng)域。

【技術(shù)實現(xiàn)步驟摘要】
一種航天器魯棒有限時間飽和姿態(tài)跟蹤控制方法
本專利技術(shù)涉及航天器魯棒有限時間飽和姿態(tài)跟蹤控制方法。
技術(shù)介紹
隨著對空間研究和應(yīng)用能力的提高，對在軌服務(wù)技術(shù)的需求日益迫切，各航天大國已意識到其重要性，圍繞未來的在軌服務(wù)體系進行了相應(yīng)的研究。這些研究可用于清除軌道垃圾、在軌維修等任務(wù)。在軌服務(wù)包含五個關(guān)鍵技術(shù)：對空間非合作目標(biāo)的測量技術(shù)、接近停靠技術(shù)、抓捕機構(gòu)技術(shù)，抓捕過程中接觸碰撞動力學(xué)建模技術(shù)以及抓捕后的聯(lián)合體鎮(zhèn)定技術(shù)。其中，針對抓捕完成后形成的組合體的姿態(tài)控制技術(shù)，對于成功實施在軌操作任務(wù)具有十分重要的作用，因而受到了普遍關(guān)注。在軌抓捕的目標(biāo)航天器包括燃料耗盡的衛(wèi)星、空間碎片、廢棄衛(wèi)星和敵方衛(wèi)星等非合作航天器，其質(zhì)量特性以及慣量特性通常是未知的。對非合作目標(biāo)的抓捕也將使得最終的聯(lián)合體航天器成為一個質(zhì)量特性參數(shù)變化甚至構(gòu)型變化的復(fù)雜非線性不確定系統(tǒng)。該系統(tǒng)動力學(xué)特性復(fù)雜、參數(shù)變化較大，這必然引起較大的干擾，使姿態(tài)控制系統(tǒng)和軌道控制系統(tǒng)面臨失效的風(fēng)險。這給組合體姿態(tài)控制器的設(shè)計帶來了一定的挑戰(zhàn)。此外，宇宙空間中還存在各種干擾力矩，并且星載執(zhí)行機構(gòu)非理想特性也會進一步增加系統(tǒng)的不確定性，為了成功實現(xiàn)各項航天任務(wù)，必須確保所設(shè)計的姿態(tài)控制算法在上述各種不確定性存在的情況下，依然能夠確保較高的控制性能。相對于傳統(tǒng)的具有漸近收斂和指數(shù)收斂特性的控制方法，終端滑模(Y.Tang,“Terminalslidingmodecontrolforrigidrobots,”Automatica,vol.34,no.1,pp.51–56,1998)(S.Yu,X.Yu,B.Shirinzadeh,andZ.Man,“Continuousfinitetimecontrolforroboticmanipulatorswithterminalslidingmode,”Automatica,vol.41,no.11,pp.1957–1964,2005)控制具有很多優(yōu)良特性：收斂速度更快、魯棒性更強和控制精度更高等，因而適于一些要求較高的控制任務(wù)中。近來，基于終端滑模方法的控制器設(shè)計問題吸引了國內(nèi)外眾多學(xué)者的注意，并涌現(xiàn)出較多的研究成果。例如，文獻(E.JinandZ.Sun,“Robustcontrollersdesignwithfinitetimeconvergenceforrigidspacecraftattitudetrackingcontrol,”AerospaceScience&Technology,vol.12,no.4,pp.324–330,2008)和(P.M.Tiwari,S.Janardhanan,andM.U.Nabi,“Afinite-timeconvergentcontinuoustimeslidingmodecontrollerforspacecraftattitudecontrol,”InternationalWorkshoponVariableStructureSystems,pp.399–403,2010)基于傳統(tǒng)的終端滑模面，提出了相應(yīng)的有限時間姿態(tài)控制算法。此外，為了解決經(jīng)典終端滑模控制中存在的控制奇異以及在遠離平衡位置時系統(tǒng)收斂速度較慢等問題，研究人員提出了一些改進的終端滑模面及相應(yīng)的控制算法。文獻(K.LuandY.Xia,“Finite-timefault-tolerantcontrolforrigidspacecraftwithactuatorsaturations,”IETControlTheory&Applications,vol.7,no.11,pp.1529–1539,2013)以文獻(Y.Tang,“Terminalslidingmodecontrolforrigidrobots,”Automatica,vol.34,no.1,pp.51–56,1998)中的終端滑模面為基礎(chǔ)，經(jīng)過適當(dāng)修正，提出了一種新型的終端滑模面，設(shè)計了非奇異終端滑模控制器。文獻(S.Wu,G.Radice,Y.Gao,andZ.Sun,“Quaternion-basedfinitetimecontrolforspacecraftattitudetracking,”ActaAstronautica,vol.69,no.1-2,pp.48-58,2011)通過在傳統(tǒng)的終端滑模面函數(shù)中加入包含系統(tǒng)狀態(tài)的線性項以加快系統(tǒng)收斂速度，構(gòu)造了快速終端滑模面，并設(shè)計了快速有限時間姿態(tài)跟蹤控制器。然而，文獻(E.JinandZ.Sun,“Robustcontrollersdesignwithfinitetimeconvergenceforrigidspacecraftattitudetrackingcontrol,”AerospaceScience&Technology,vol.12,no.4,pp.324–330,2008)(P.M.Tiwari,S.Janardhanan,andM.U.Nabi,“Afinite-timeconvergentcontinuoustimeslidingmodecontrollerforspacecraftattitudecontrol,”InternationalWorkshoponVariableStructureSystems,pp.399–403,2010)(K.LuandY.Xia,“Finite-timefault-tolerantcontrolforrigidspacecraftwithactuatorsaturations,”IETControlTheory&Applications,vol.7,no.11,pp.1529–1539,2013)(S.Wu,G.Radice,Y.Gao,andZ.Sun,“Quaternion-basedfinitetimecontrolforspacecraftattitudetracking,”ActaAstronautica,vol.69,no.1-2,pp.48-58,2011)均要求系統(tǒng)不確定性的上界已知，這在實際環(huán)境中通常無法獲得，所以為了增強控制器的魯棒性和實用性，必須研究存在未知系統(tǒng)不確定性情形下的控制器設(shè)計問題。能夠解決存在未知系統(tǒng)不確定性的控制方法包括：自適應(yīng)控制(Z.Zhu,Y.Xia,andM.Fu,“Attitudestabilizationofrigidspacecraftwithfinite-timeconvergence,”InternationalJournalofRobust&NonlinearControl,vol.21,no.6,pp.686–702,2011)(Z.Song,H.Li,andK.Sun,“Finite-timecontrolfornonlinearspacecraftattitudebasedonterminalslidingmodetechnique,”ISATransactions,vol.53,no.1,pp.117–124,2014)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制(L.Wang,T.Chai,andL.Zhai,“Neural-Networ本文檔來自技高網(wǎng)...

【技術(shù)保護點】
一種航天器魯棒有限時間飽和姿態(tài)跟蹤控制方法，其特征在于：所述航天器魯棒有限時間飽和姿態(tài)跟蹤控制方法的具體過程包括：步驟一：建立剛體航天器姿態(tài)運動學(xué)與動力學(xué)模型，即姿態(tài)跟蹤系統(tǒng)；步驟二：根據(jù)步驟一定義快速非奇異終端滑模面和輔助系統(tǒng)；步驟三：進行魯棒有限時間飽和姿態(tài)跟蹤控制器設(shè)計；當(dāng)姿態(tài)跟蹤系統(tǒng)綜合不確定性δ上界為未知常數(shù)時，根據(jù)步驟二中得到的快速非奇異終端滑模面和輔助系統(tǒng)進行魯棒有限時間飽和姿態(tài)跟蹤控制器設(shè)計；當(dāng)姿態(tài)跟蹤系統(tǒng)綜合不確定性δ上界為未知函數(shù)時，根據(jù)步驟二中得到的快速非奇異終端滑模面和輔助系統(tǒng)并結(jié)合自適應(yīng)算法進行自適應(yīng)魯棒有限時間飽和姿態(tài)跟蹤控制器設(shè)計。

【技術(shù)特征摘要】
1.一種航天器魯棒有限時間飽和姿態(tài)跟蹤控制方法，其特征在于：所述航天器魯棒有限時間飽和姿態(tài)跟蹤控制方法的具體過程包括：步驟一：建立剛體航天器姿態(tài)運動學(xué)與動力學(xué)模型，即姿態(tài)跟蹤系統(tǒng)；步驟二：根據(jù)步驟一定義快速非奇異終端滑模面和輔助系統(tǒng)；步驟三：進行魯棒有限時間飽和姿態(tài)跟蹤控制器設(shè)計；當(dāng)姿態(tài)跟蹤系統(tǒng)綜合不確定性δ上界為未知常數(shù)時，根據(jù)步驟二中得到的快速非奇異終端滑模面和輔助系統(tǒng)進行魯棒有限時間飽和姿態(tài)跟蹤控制器設(shè)計；當(dāng)姿態(tài)跟蹤系統(tǒng)綜合不確定性δ上界為未知函數(shù)時，根據(jù)步驟二中得到的快速非奇異終端滑模面和輔助系統(tǒng)并結(jié)合自適應(yīng)算法進行自適應(yīng)魯棒有限時間飽和姿態(tài)跟蹤控制器設(shè)計。2.根據(jù)權(quán)利要求1所述一種航天器魯棒有限時間飽和姿態(tài)跟蹤控制方法，其特征在于：所述步驟一中建立剛體航天器姿態(tài)運動學(xué)與動力學(xué)模型的具體過程為：選擇四元數(shù)作為描述航天器姿態(tài)的參數(shù)，并建立姿態(tài)跟蹤系統(tǒng)如公式(1)和公式(2)所述：和分別表示航天器本體坐標(biāo)系Eb與期望坐標(biāo)系Ed之間的相對四元數(shù)和相對角速度，其計算法則如下：其中，表示航天器本體坐標(biāo)系Eb相對于地心慣性坐標(biāo)系En的姿態(tài)，q0和qv滿足約束表示四元數(shù)乘法運算；表示期望坐標(biāo)系Ed相對地心慣性坐標(biāo)系En的姿態(tài)參數(shù)；ω∈R3×1表示航天器的角速度矢量，并將其表示在航天器本體坐標(biāo)系Eb下；表示由期望坐標(biāo)系Ed到航天器本體坐標(biāo)系Eb之間的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣；ωd∈R3×1表示期望坐標(biāo)系Ed相對于地心慣性坐標(biāo)系En的角速度矢量，并將其表示在期望坐標(biāo)系Ed下；J∈R3×3表示航天器的慣量矩陣，u∈R3×1是執(zhí)行器輸入指令信號，sat(u)為實際執(zhí)行器輸入，d∈R3×1表示外界干擾力矩，I3為單位矩陣；是qd的共軛四元數(shù)；對于任意三維向量a＝[a1,a2,a3]T∈R3×1，a×表示由a生成的反對稱矩陣；a×具體表示為和將航天器的慣量矩陣表示為J＝J0+△J，其中，J0為已知的正定矩陣，表示慣量矩陣的標(biāo)稱部分，△J表示慣量矩陣中的未知部分；公式(2)表示為：得到系統(tǒng)動力學(xué)方程：整理得到：其中，△u＝sat(u)-u(11)定義δ＝[δ1δ2δ3]T＝△F+d，表示包含模型不確定性和外界干擾力矩的系統(tǒng)綜合不確定性。3.根據(jù)權(quán)利要求2所述一種航天器魯棒有限時間飽和姿態(tài)跟蹤控制方法，其特征在于：所述步驟二中根據(jù)步驟一定義快速非奇異終端滑模面和輔助系統(tǒng)的具體過程為：構(gòu)造如下快速非奇異終端滑模面：其中，

【專利技術(shù)屬性】
技術(shù)研發(fā)人員：宋申民，陳海濤，李學(xué)輝，武冠群，
申請(專利權(quán))人：哈爾濱工業(yè)大學(xué)，
類型：發(fā)明
國別省市：黑龍江,23