[發(fā)明專利]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)（專利權(quán)）人: 北京航空航天大學(xué)
• 主分類號(hào): G05B13/02
• 分類號(hào): G05B13/02
• 代理公司: 北京科迪生專利代理有限責(zé)任公司 11251
• 代理人: 成金玉

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于航天器控制技術(shù)研究領(lǐng)域。特別涉及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。

背景技術(shù)

航天器姿態(tài)控制方法是航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)的研究重點(diǎn)，它的主要任務(wù)是在航天器各工作階段對(duì)其進(jìn)行姿態(tài)控制。姿態(tài)控制是航天器在空間獲取新方向或者保持原定指向的過(guò)程。三軸穩(wěn)定航天器的姿態(tài)控制系統(tǒng)主要由姿態(tài)控制器、姿態(tài)敏感器和姿態(tài)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)三大部分組成，并與航天器本體平臺(tái)一起組成閉環(huán)系統(tǒng)。姿態(tài)敏感器測(cè)量姿態(tài)信息和角速度信息，并經(jīng)由相應(yīng)的姿態(tài)確定算法確定出航天器的真實(shí)姿態(tài)，根據(jù)設(shè)計(jì)的姿態(tài)控制方法產(chǎn)生控制信號(hào)，即指令力矩，驅(qū)動(dòng)飛輪或控制力矩陀螺，產(chǎn)生實(shí)際的控制力矩，并作用于航天器上，使得姿態(tài)和角速度輸出達(dá)到相應(yīng)的控制目標(biāo)。在目前的高精度和高穩(wěn)定度航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)中，基本采用飛輪作為姿態(tài)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)，通過(guò)調(diào)節(jié)飛輪轉(zhuǎn)速，進(jìn)行飛輪與航天器之間角動(dòng)量交換，實(shí)現(xiàn)航天器姿態(tài)轉(zhuǎn)角控制。

反饋控制方法作為航天器姿態(tài)控制中最常使用的控制方法，具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、實(shí)現(xiàn)容易、控制效果好、魯棒性強(qiáng)等特點(diǎn)，但是航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)中往往受到飛輪或控制力矩陀螺輸入受限因素影響，因此傳統(tǒng)的反饋控制方法往往不能保證很高的精度，在此基礎(chǔ)上進(jìn)行一系列的改進(jìn)，非線性輸入受限反饋控制器在控制器結(jié)構(gòu)上進(jìn)行了顯著改進(jìn)，但要滿足控制性能穩(wěn)定、魯棒，以及快速的要求，控制器性能的好壞，則完全決定于控制器參數(shù)優(yōu)化，如果沒(méi)有一組適當(dāng)?shù)目刂破鲄?shù)，控制作用會(huì)大打折扣。

目前的隨機(jī)數(shù)優(yōu)化方法很多，基于現(xiàn)代優(yōu)化理論的人工智能優(yōu)化算法主要有三種：模擬退火算法、遺傳算法、以及神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)優(yōu)化算法。遺傳算法是模擬自然界遺傳機(jī)制和生物進(jìn)化論而成的一種并行隨機(jī)搜索優(yōu)化方法，神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)算法則是模擬生理學(xué)上的真實(shí)人腦神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的結(jié)構(gòu)和功能，以及若干基本特征的某種理論抽象、簡(jiǎn)化和模擬而構(gòu)成的一種信息處理系統(tǒng)。模擬退火算法是受退火這一物理過(guò)程啟發(fā)而來(lái)，模擬退火算法的中心思想是將目標(biāo)優(yōu)化問(wèn)題比擬成金屬物體，隨著溫度的逐漸降低，不斷求取目標(biāo)函數(shù)的值，直至獲得能量最小的理想狀態(tài)，從而描述這樣一個(gè)全局最佳尋優(yōu)過(guò)程。

目前對(duì)于航天器姿態(tài)控制參數(shù)的優(yōu)化方法存在如下問(wèn)題：(1)利用遺傳算法進(jìn)行航天器姿態(tài)控制參數(shù)優(yōu)化時(shí)，需要定義大量二進(jìn)制編碼，因此編碼復(fù)雜，物理含義不明確；利用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)進(jìn)行航天器姿態(tài)控制參數(shù)的優(yōu)化方法往往用于大型復(fù)雜航天器自適應(yīng)姿態(tài)控制中，因此結(jié)構(gòu)復(fù)雜，計(jì)算量很大；(2)現(xiàn)有的利用模擬退火算法進(jìn)行姿態(tài)控制參數(shù)優(yōu)化的方法中，往往先將航天器控制對(duì)象進(jìn)行高度線性化，從而設(shè)計(jì)基于李雅普諾夫的目標(biāo)優(yōu)化函數(shù)，因此這樣的高度線性化在實(shí)際系統(tǒng)中精度不高；(3)傳統(tǒng)的模擬退火算法僅能優(yōu)化單軸姿態(tài)，由于三軸姿態(tài)存在耦合關(guān)系，傳統(tǒng)的模擬退火算法使得姿態(tài)控制精度降低。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明需要解決的技術(shù)問(wèn)題是：克服現(xiàn)有航天器姿態(tài)控制器參數(shù)優(yōu)化方法的不足，采用改進(jìn)的模擬退火算法進(jìn)行航天器小角度機(jī)動(dòng)控制器參數(shù)優(yōu)化，實(shí)現(xiàn)航天器高精度姿態(tài)控制。

本發(fā)明解決其技術(shù)問(wèn)題所采用的技術(shù)方案為：在航天器姿態(tài)參考坐標(biāo)系下建立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，并進(jìn)一步建立飛輪或控制力矩陀螺的動(dòng)力學(xué)模型，基于非線性輸入受限反饋控制方法設(shè)計(jì)小角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制器，采用改進(jìn)的模擬退火算法，對(duì)三軸姿態(tài)控制器參數(shù)同時(shí)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；

考慮航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)通常采用姿態(tài)四元數(shù)作為姿態(tài)描述的物理量，航天器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)中航天器四元數(shù)和角速度的關(guān)系定義為：

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，為航天器姿態(tài)角速度，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；

由于飛輪或控制力矩陀螺對(duì)航天器產(chǎn)生的控制作用是通過(guò)角動(dòng)量的變化，得到航天器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程為：