[發(fā)明專(zhuān)利]一種航天器小角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制參數(shù)優(yōu)化方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201110420875.3
• 申請(qǐng)日: 2011-12-15
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN102411304A
• 公開(kāi)（公告）日: 2012-04-11
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 房建成;彭聰;崔培玲
• 申請(qǐng)（專(zhuān)利權(quán)）人: 北京航空航天大學(xué)
• 主分類(lèi)號(hào): G05B13/02
• 分類(lèi)號(hào): G05B13/02
• 代理公司: 北京科迪生專(zhuān)利代理有限責(zé)任公司 11251
• 代理人: 成金玉

1.一種航天器小角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制參數(shù)優(yōu)化方法，其特征在于：在航天器姿態(tài)參考坐標(biāo)系下建立其姿態(tài)動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)模型，進(jìn)一步建立飛輪或控制力矩陀螺的動(dòng)力學(xué)模型，并基于飛輪或控制力矩陀螺輸入受限的非線性反饋控制方法設(shè)計(jì)小角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制器，最后用改進(jìn)的模擬退火優(yōu)化方法進(jìn)行控制器參數(shù)優(yōu)化；具體包括以下步驟：

①在航天器姿態(tài)參考坐標(biāo)系下建立航天器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)模型；

其中，q＝(q₀，q₁，q₂，q₃)^T為航天器姿態(tài)四元數(shù)，為姿態(tài)四元數(shù)的微分，ω_θ和ω_ψ分別表示航天器三軸姿態(tài)角速度；

②建立航天器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型；

Iω·+ω×(Iω)+ω×h=Td+Tw---(2)]]>

其中，I為航天器轉(zhuǎn)動(dòng)慣量矩陣，包含飛輪或控制力矩陀螺的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，h為飛輪或控制力矩陀螺的角動(dòng)量，為航天器姿態(tài)角速度，為姿態(tài)角速度的微分，T_d為作用于航天器的外部干擾力矩，T_w為飛輪或控制力矩陀螺作用于航天器的力矩，ω×定義為向量叉積的運(yùn)算，ω×用反對(duì)稱(chēng)矩陣表示為：

③建立步驟②中航天器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程中的外部干擾力矩T_d模型；

其中，T_dθ和T_dψ分別表示航天器三軸外部干擾力矩，t為時(shí)間，ω_o表示軌道角速度，a、b、c表示不同的干擾常系數(shù)；

④建立步驟②中航天器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程中T_w模型；

T_w＝Q⁺T_c???????????????(3)

其中T_c為控制器輸出的指令控制力矩，Q是飛輪或控制力矩陀螺的安裝矩陣，Q⁺為安裝矩陣Q的廣義逆；

⑤基于步驟②-步驟④中所建立的含有飛輪或控制力矩陀螺的航天器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)方程，設(shè)計(jì)三軸姿態(tài)非線性輸入受限反饋控制器為：

u=-satU{KsatL(e+1m∫e)+Cω}]]>

其中，表示航天器姿態(tài)控制器輸出的三軸姿態(tài)指令力矩；為三軸姿態(tài)角誤差；m為增益系數(shù)，進(jìn)一步定義k_p＝K，k_i＝K/m，k_d＝C，表示航天器三軸姿態(tài)控制器比例環(huán)節(jié)增益，表示航天器三軸姿態(tài)控制器積分環(huán)節(jié)增益，表示航天器三軸姿態(tài)控制器微分環(huán)節(jié)增益；飽和受限函數(shù)定義為：

satS(x)=Sx≥Sx|x|<S-Sx≤-S]]>

其中，x為飽和受限函數(shù)變量，S＝U，L為實(shí)際要求中受限力矩和姿態(tài)誤差決定的飽和受限函數(shù)幅值；

⑥對(duì)步驟⑤中所設(shè)計(jì)的控制器采用改進(jìn)的模擬退火算法對(duì)三軸姿態(tài)控制參數(shù)同時(shí)進(jìn)行優(yōu)化。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種航天器小角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制參數(shù)優(yōu)化方法，其特征在于：所述步驟⑥中采用改進(jìn)的模擬退火算法，具體步驟為：

(i)利用步驟①-步驟④所建立的航天器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)模型設(shè)計(jì)三軸姿態(tài)優(yōu)化目標(biāo)函數(shù)：

Jθ=∫0∞(w1|eθ|+w2|uθ|+w3|erθ|)dt+w4trθ]]>

Jψ=∫0∞(w1|eψ|+w2|uψ|+w3|erψ|)dt+w4trψ]]>

其中，為橫滾姿態(tài)角目標(biāo)函數(shù)，表示橫滾姿態(tài)角誤差的絕對(duì)值，表示橫滾軸控制器輸出力矩的絕對(duì)值，表示當(dāng)前時(shí)刻橫滾姿態(tài)角與前一時(shí)刻橫滾姿態(tài)角之差，為橫滾姿態(tài)角上升時(shí)間；J_θ為俯仰姿態(tài)角目標(biāo)函數(shù)，|e_θ|表示俯仰姿態(tài)角誤差的絕對(duì)值，|u_θ|表示俯仰軸控制器輸出力矩的絕對(duì)值，|er_θ|表示當(dāng)前時(shí)刻俯仰姿態(tài)角與前一時(shí)刻俯仰姿態(tài)角之差，t_rθ為俯仰姿態(tài)角上升時(shí)間；J_ψ為偏航姿態(tài)角目標(biāo)函數(shù)，|e_ψ|表示偏航姿態(tài)角誤差的絕對(duì)值，|u_ψ|表示偏航軸控制器輸出力矩的絕對(duì)值，|er_ψ|表示當(dāng)前時(shí)刻偏航姿態(tài)角與前一時(shí)刻偏航姿態(tài)角之差，t_rψ為偏航姿態(tài)角上升時(shí)間；w₁，w₂，w₃，w₄分別表示權(quán)重系數(shù)；

(ii)初始化模擬退火算法中初始溫度T，馬爾科夫鏈La，步長(zhǎng)scale，冷卻速率λ，增長(zhǎng)速率α，內(nèi)循環(huán)總次數(shù)n₁，外循環(huán)總次數(shù)n₂；

(iii)初始化控制器參數(shù)并用此控制器參數(shù)值求得步驟(i)中目標(biāo)函數(shù)的值J_1θ，J_1ψ；

(iv)對(duì)步驟(iii)中控制器參數(shù)進(jìn)行更新：

x′＝x+scale×rand

其中，rand為與x具有相同維數(shù)的隨機(jī)向量，其元素為[-1，1]之間具有高斯分布的隨機(jī)數(shù)；并用更新后的控制器參數(shù)值求得目標(biāo)函數(shù)值J_2θ，J_2ψ；

(v)用改進(jìn)的模擬退火算法接受準(zhǔn)則來(lái)判定是否接受新參數(shù)值；根據(jù)步驟(iii)和步驟(iv)的目標(biāo)函數(shù)值，分別求出三軸目標(biāo)函數(shù)差ΔJ_i＝J_2i-J_1i總目標(biāo)函數(shù)差為如果無(wú)條件接受更新后的控制參數(shù)；如果進(jìn)一步利用改進(jìn)的Metropolis準(zhǔn)則來(lái)判斷是否接受更新后的參數(shù)值；如果大于[0，1]間的隨機(jī)數(shù)，仍然接受更新后的參數(shù)值，否則徹底放棄此次更新；其中T(k)為第k次外循環(huán)溫度，La(k)為第k次外循環(huán)馬爾科夫鏈，k＝1，2，3，…；

(vi)重復(fù)步驟(iv)到步驟(v)直至初始設(shè)定的內(nèi)循環(huán)次數(shù)n₁結(jié)束；

(vii)更新溫度值，馬爾科夫鏈，以及步長(zhǎng)，有如下關(guān)系式：

T(k+1)＝T(k)×λ

La(k+1)＝La(k)×α

scale(k+1)＝scale(k)×λ

其中，T(k+1)為第k+1次外循環(huán)溫度；La(k+1)為第k+1次外循環(huán)馬爾科夫鏈；scale(k)為第k次步長(zhǎng)，scale(k+1)為第k+1次步長(zhǎng)；

(viii)重復(fù)步驟(iv)到步驟(vii)，直到外循環(huán)次數(shù)n₂結(jié)束，得到最優(yōu)的控制器參數(shù)完成預(yù)定目標(biāo)的姿態(tài)機(jī)動(dòng)。