[發明專利]一種航天器魯棒有限時間飽和姿態跟蹤控制方法

有效

• 申請號: 201710101562.9
• 申請日: 2017-02-23
• 公開（公告）號: CN106886149B
• 公開（公告）日: 2019-10-22
• 發明（設計）人: 宋申民;陳海濤;李學輝;武冠群
• 申請（專利權）人: 哈爾濱工業大學
• 主分類號: G05B13/04
• 分類號: G05B13/04
• 代理公司: 哈爾濱市松花江專利商標事務所 23109
• 代理人: 楊立超

一種航天器魯棒有限時間飽和姿態跟蹤控制方法，本發明涉及航天器魯棒有限時間飽和姿態跟蹤控制方法。為了解決存在模型不確定性、外界干擾力矩和執行器飽和等情況下的剛體航天器姿態跟蹤控制問題，針對已有方法中存在的控制器抖振、控制器結構復雜、整定參數較多、控制算法適用范圍受限等問題。本發明包括：一：建立剛體航天器姿態運動學與動力學模型，即姿態跟蹤系統；二：根據步驟一定義快速非奇異終端滑模面和輔助系統；三：進行魯棒有限時間飽和姿態跟蹤控制器設計；當姿態跟蹤系統綜合不確定性δ上界為未知常數時，進行制器設計；當姿態跟蹤系統綜合不確定性δ上界為未知函數時，進行自適應控制器設計。本發明用于航天領域。

技術領域

本發明涉及航天器魯棒有限時間飽和姿態跟蹤控制方法。

背景技術

隨著對空間研究和應用能力的提高，對在軌服務技術的需求日益迫切，各航天大國已意識到其重要性，圍繞未來的在軌服務體系進行了相應的研究。這些研究可用于清除軌道垃圾、在軌維修等任務。在軌服務包含五個關鍵技術：對空間非合作目標的測量技術、接近停靠技術、抓捕機構技術，抓捕過程中接觸碰撞動力學建模技術以及抓捕后的聯合體鎮定技術。其中，針對抓捕完成后形成的組合體的姿態控制技術，對于成功實施在軌操作任務具有十分重要的作用，因而受到了普遍關注。在軌抓捕的目標航天器包括燃料耗盡的衛星、空間碎片、廢棄衛星和敵方衛星等非合作航天器，其質量特性以及慣量特性通常是未知的。對非合作目標的抓捕也將使得最終的聯合體航天器成為一個質量特性參數變化甚至構型變化的復雜非線性不確定系統。該系統動力學特性復雜、參數變化較大，這必然引起較大的干擾，使姿態控制系統和軌道控制系統面臨失效的風險。這給組合體姿態控制器的設計帶來了一定的挑戰。此外，宇宙空間中還存在各種干擾力矩，并且星載執行機構非理想特性也會進一步增加系統的不確定性，為了成功實現各項航天任務，必須確保所設計的姿態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。

相對于傳統的具有漸近收斂和指數收斂特性的控制方法，終端滑模(Y.Tang,“Terminal sliding mode control for rigid robots,”Automatica,vol.34,no.1,pp.51–56,1998)(S.Yu,X.Yu,B.Shirinzadeh,and Z.Man,“Continuous finite timecontrol for robotic manipulators with terminal sliding mode,”Automatica,vol.41,no.11,pp.1957–1964,2005)控制具有很多優良特性：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中。近來，基于終端滑模方法的控制器設計問題吸引了國內外眾多學者的注意，并涌現出較多的研究成果。例如，文獻(E.Jin andZ.Sun,“Robust controllers design with finite time convergence for rigidspacecraft attitude tracking control,”Aerospace Science&Technology,vol.12,no.4,pp.324–330,2008)和(P.M.Tiwari,S.Janardhanan,and M.U.Nabi,“A finite-timeconvergent continuous time sliding mode controller for spacecraft attitudecontrol,”International Workshop on Variable Structure Systems,pp.399–403,2010)基于傳統的終端滑模面，提出了相應的有限時間姿態控制算法。此外，為了解決經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的控制算法。文獻(K.Lu and Y.Xia,“Finite-timefault-tolerant control for rigid spacecraft with actuator saturations,”IETControl Theory&Applications,vol.7,no.11,pp.1529–1539,2013)以文獻(Y.Tang,“Terminal sliding mode control for rigid robots,”Automatica,vol.34,no.1,pp.51–56,1998)中的終端滑模面為基礎，經過適當修正，提出了一種新型的終端滑模面，設計了非奇異終端滑模控制器。文獻(S.Wu,G.Radice,Y.Gao,and Z.Sun,“Quaternion-basedfinite time control for spacecraft attitude tracking,”Acta Astronautica,vol.69,no.1-2,pp.48-58,2011)通過在傳統的終端滑模面函數中加入包含系統狀態的線性項以加快系統收斂速度，構造了快速終端滑模面，并設計了快速有限時間姿態跟蹤控制器。然而，文獻(E.Jin and Z.Sun,“Robust controllers design with finite timeconvergence for rigid spacecraft attitude tracking control,”AerospaceScience&Technology,vol.12,no.4,pp.324–330,2008)(P.M.Tiwari,S.Janardhanan,andM.U.Nabi,“Afinite-time convergent continuous time sliding mode controller forspacecraft attitude control,”International Workshop on Variable StructureSystems,pp.399–403,2010)(K.Lu and Y.Xia,“Finite-time fault-tolerant controlfor rigid spacecraft with actuator saturations,”IET Control Theory&Applications,vol.7,no.11,pp.1529–1539,2013)(S.Wu,G.Radice,Y.Gao,and Z.Sun,“Quaternion-based finite time control for spacecraft attitude tracking,”ActaAstronautica,vol.69,no.1-2,pp.48-58,2011)均要求系統不確定性的上界已知，這在實際環境中通常無法獲得，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不確定性情形下的控制器設計問題。