[發明專利]一種智能超螺旋強魯棒姿態控制方法

有效

• 申請號: 201710137351.0
• 申請日: 2017-03-09
• 公開（公告）號: CN106774379B
• 公開（公告）日: 2020-02-14
• 發明（設計）人: 路坤鋒;李天涯;劉海亮;張華明;林平;高磊;王輝;柳嘉潤;張亞婷;王宇航
• 申請（專利權）人: 北京航天自動控制研究所;中國運載火箭技術研究院
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08;G05B13/04
• 代理公司: 11009 中國航天科技專利中心
• 代理人: 馬全亮

1.一種智能超螺旋強魯棒姿態控制方法，其特征在于步驟如下：

(1)建立撓性飛行器系統模型；

撓性飛行器系統模型，具體為：

其中：d∈R³是外部擾動，δ∈R³×³為剛體與撓性附件的耦合矩陣，δ^T是δ的轉置，η為撓性模態，和分別為η的一階導數和二階導數；J₀∈R^3×3為已知的標稱慣量矩陣，且為正定矩陣；ΔJ為慣量矩陣中的不確定部分，Ω＝[Ω₁,Ω₂,Ω₃]^T是飛行器在本體坐標系中的角速度分量，Ω是Ω的一階導數；×是運算符號，將×用于向量b＝[b₁,b₂,b₃]^T可得到：

L＝diag{2ζ_iω_ni,i＝1,2,...,N}和分別為阻尼矩陣和剛度矩陣，N為模態階數，ω_ni,i＝1,2,...,N為振動模態頻率矩陣，ζ_i,i＝1,2,...,N為振動模態阻尼比；u是智能超螺旋強魯棒姿態控制器；

(2)利用步驟(1)得到的所述撓性飛行器系統模型，基于四元數建立撓性飛行器運動學誤差方程和動力學誤差方程；

撓性飛行器運動學誤差方程和動力學誤差方程具體為：

撓性飛行器運動學誤差方程：

其中:(e_v,e₄)∈R³×R，e_v＝[e₁,e₂,e₃]^T是當前飛行器姿態與期望姿態的誤差四元數矢量部分，e₄是標量部分，且滿足和分別是e_v、e₄的一階導數；(q_v,q₄)∈R³×R，q_v＝[q₁,q₂,q₃]^T是描述飛行器姿態的單位四元數矢量部分，q₄是標量部分，且滿足q_dv＝[q_d1,q_d2,q_d3]^T是描述期望姿態的單位四元數矢量部分，q_d4是標量部分，且滿足Ω_e＝Ω-CΩ_d＝[Ω_e1Ω_e2Ω_e3]^T＝[Ω_ei]^T,i＝1,2,3是建立在本體坐標系和目標坐標系之間的角速度誤差向量，是轉換矩陣，且滿足‖C‖＝1，是C的一階導數，I₃是3×3單位矩陣；

撓性飛行器動力學誤差方程為：

其中，是Ω_e的一階導數，Ω_d是期望角速度，是Ω_d的一階導數；

(3)根據步驟(2)中的撓性飛行器運動學誤差方程和動力學誤差方程，建立有限時間非奇異終端滑模面；

有限時間非奇異終端滑模面S，具體為：

S＝Ω_e+K₁e_v+K₂S_c；

其中S＝[S₁,S₂,S₃]^T∈R³，K_j＝diag{k_ji}>0,i＝1,2,3,j＝1,2，diag(a₁,a₂,…,a_n)表示對角線元素為a₁,a₂,…,a_n的對角矩陣；且定義S_c＝[S_c1,S_c2,S_c3]^T如下：

其中r₁,r₂是正奇數，且0<r<1，l_1i、l_2i、∈_i,i＝1,2,3、ι₁、ι₂是設計參數,sign(a)是符號函數，定義如下：

(4)根據步驟(3)中建立的有限時間非奇異終端滑模面，利用BP自適應神經網絡結合超螺旋算法確定控制律，實現智能超螺旋強魯棒姿態控制。