[發(fā)明專利]一種基于切換控制方法的撓性航天器欠驅(qū)動控制系統(tǒng)及其姿態(tài)控制方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201410714308.2
• 申請日: 2014-11-28
• 公開（公告）號: CN104460679B
• 公開（公告）日: 2018-05-08
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 楊浩;趙冬;姜斌
• 申請（專利權(quán)）人: 南京航空航天大學(xué)
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08
• 代理公司: 南京瑞弘專利商標事務(wù)所(普通合伙) 32249
• 代理人: 楊曉玲

1.一種基于切換控制方法的撓性航天器欠驅(qū)動控制系統(tǒng)的姿態(tài)控制方法，其特征在于，所述欠驅(qū)動控制系統(tǒng)，包括識別器、切換器、欠驅(qū)動控制器、執(zhí)行機構(gòu)、選擇開關(guān)以及姿態(tài)控制系統(tǒng)，所述選擇開關(guān)包括輸入端和一個以上的連接端；所述識別器、切換器、選擇開關(guān)、欠驅(qū)動控制器、執(zhí)行機構(gòu)、姿態(tài)控制系統(tǒng)依次連接，同時所述識別器的輸入端與姿態(tài)控制系統(tǒng)的輸出端連接形成閉環(huán)姿態(tài)控制系統(tǒng)，其中：

識別器，用于對姿態(tài)控制系統(tǒng)所輸出的姿態(tài)和角速度進行識別，并根據(jù)識別出的姿態(tài)和角速度判斷其慣性主軸中的兩個軸的控制力矩得到切換信號，同時將該切換信號輸送給切換器；

切換器，用于根據(jù)識別器發(fā)送的切換信號控制選擇開關(guān)與對應(yīng)的欠驅(qū)動控制器連通；

選擇開關(guān)，所述選擇開關(guān)的輸出端數(shù)目與欠驅(qū)動控制器的個數(shù)相同，所述選擇開關(guān)根據(jù)切換器的控制選擇一個輸出端與其對應(yīng)的欠驅(qū)動控制器連通；

欠驅(qū)動控制器，所述欠驅(qū)動控制器是以航天器繞慣性主軸旋轉(zhuǎn)的角速度、航天器的姿態(tài)、撓性附件的運動狀態(tài)為輸入，得到姿態(tài)控制的控制信號，并將該控制信號發(fā)送到執(zhí)行機構(gòu)；

執(zhí)行機構(gòu)，用于在欠驅(qū)動控制器的控制信號的作用下得到撓性航天器的操作指令，并將該操作指令發(fā)送給姿態(tài)控制系統(tǒng)；

姿態(tài)控制系統(tǒng)，用于根據(jù)執(zhí)行機構(gòu)的操作指令對航天器動作，以航天器繞慣性主軸的旋轉(zhuǎn)角速度和航天器的姿態(tài)構(gòu)成所述欠驅(qū)動控制系統(tǒng)的輸出向量；

包括以下步驟：

步驟一，根據(jù)航天器繞慣性主軸旋轉(zhuǎn)的角速度、航天器的姿態(tài)、撓性附件的運動狀態(tài)，建立執(zhí)行器失效的撓性航天器的運動學(xué)和動力學(xué)模型；

所述步驟一中建立的執(zhí)行器失效的撓性航天器的運動學(xué)和動力學(xué)模型分別為：

動力學(xué)模型：

J ω · + δ T η ·· = - ω × ( J ω + δ T η · ) + T η ·· + C η · + K η = - δ ω · ]]>

運動學(xué)模型：

q · = 1 2 ( q 0 ω - ω × q ) q · 0 = - 1 2 ω T q ]]>

其中，J為航天器總體的轉(zhuǎn)動慣量，J＝diag(J1 J2 J3)，J1 J2 J3分別表示繞各自慣性主軸的轉(zhuǎn)動慣量，ω為慣性角速度，ω1、ω2、ω3表示慣性角速度的三維向量，是航天器繞慣性主軸的角加速度，ω×是慣性角速度三維向量的反對稱叉乘矩陣，δ表示剛體與彈性模態(tài)的耦合矩陣，T表示航天器三個慣性主軸輸入的控制力矩，η、分別代表撓性部分的彈性振動、振動速率及振動加速率；C和K分別表示航天器的阻尼矩陣和剛度矩陣，C＝diag(2ξ1Λ1 2ξ2Λ2 … 2ξNΛN)，其中ξi和Λi分別為自然頻率和阻尼系數(shù)；q為控制器輸入端接收的信號，q0、q1、q2、q3代表撓性航天器的姿態(tài)四元數(shù)，其中q0是標量；

步驟二，將動力學(xué)模型中的狀態(tài)分別分解到航天器的慣性主軸方向上，得到其簡化的動力學(xué)方程；

所述步驟二中將動力學(xué)模型中的狀態(tài)分別分解到航天器的慣性主軸方向上的方法，包括以下步驟：

步驟二一，將帶入到步驟一中所建立的航天器的動力學(xué)方程中，可得：

( J - δ T δ ) ω · + ω × J ω = - ω × δ T η · + δ T C η · + δ T K η + T ; ]]>

步驟二二，將δTKη和兩項作為航天器的不確定項，步驟二一中求得的動力學(xué)方程可以改寫為：

J 0 ω · + ω × J ω = T + F ‾ ( ω , η , η · ) ; ]]>

其中為系統(tǒng)總的不確定項，J0＝J-δTδ代表航天器剛性主體的慣性矩陣；

步驟二三，設(shè)J0是非奇異的，則步驟二二的動力學(xué)方程改寫為：

ω · = - J 0 - 1 ω × J ω + J 0 - 1 T + J 0 - 1 F ‾ ( ω , η , η · ) ; ]]>

步驟二四，將步驟二三中改寫的動力學(xué)方程，分解到慣性主軸上，并且簡化參數(shù)，得到如下的標稱非線性方程：

ω · 1 = a 1 ω 2 ω 3 + u 1 + f 1 ( ω , η , η · ) ω · 2 = a 2 ω 3 ω 1 + u 2 + f 2 ( ω , η , η · ) ω · 3 = a 3 ω 1 ω 2 + f 3 ( ω , η , η · ) ]]>

其中，該標稱非線性方程即為簡化后的動力學(xué)方程；

步驟三，根據(jù)航天器繞慣性主軸旋轉(zhuǎn)的角速度，航天器的姿態(tài)，定義第一層滑模面，選擇航天器慣性主軸中具有控制力矩的兩個軸所對應(yīng)的角速度和航天器的姿態(tài)的兩個等式進行求導(dǎo)，并將該求導(dǎo)結(jié)果帶入到步驟二中簡化的動力學(xué)方程，應(yīng)用Filippov等效理論，得到姿態(tài)控制系統(tǒng)的等效控制輸入；

所述步驟三中求解等效控制輸入的方法，包括以下步驟：

步驟三一，定義的第一層滑模面：其中，k1、k2和k3都是大于0的常數(shù)；

步驟三二，根據(jù)Filippov等效理論，將步驟一定義的第一層滑模面前兩個等式進行求導(dǎo)，得到：將該求導(dǎo)結(jié)果帶入步驟二中簡化的動力學(xué)方程，得出系統(tǒng)的等效控制輸入為：

u e q 1 = - a 1 ω 2 ω 3 - f 1 - k 1 q · 1 u e q 2 = - a 2 ω 3 ω 1 - f 2 - k 2 q · 2 ; ]]>

步驟四，根據(jù)步驟三定義的第一層滑模面，定義第二層滑模面和第三層滑模面，對第三層滑模面求導(dǎo)，同時選取第三層滑模面的到達率，將該求導(dǎo)結(jié)果帶入到步驟二中簡化的動力學(xué)方程和步驟三中的等效控制輸入，得到切換控制律；

步驟五，根據(jù)步驟三得到的等效控制輸入和步驟四得到切換控制律，得出系統(tǒng)的總控制量，進而確定出撓性航天器欠驅(qū)動控制的控制律，此控制律為等效控制輸入與切換控制律的和，在執(zhí)行器失效的撓性航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)在滑模控制器的作用下，實時對失效軸進行補償，使得撓性欠驅(qū)動航天器保持姿態(tài)平穩(wěn)。