[發(fā)明專利]基于聯(lián)合執(zhí)行機(jī)構(gòu)的遞階飽和模糊PD姿態(tài)控制方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201710480273.4
• 申請(qǐng)日: 2017-06-22
• 公開（公告）號(hào): CN107402516B
• 公開（公告）日: 2019-07-02
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 華冰;陳林;吳云華;劉睿鵬;張志文;陳志明
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 南京航空航天大學(xué)
• 主分類號(hào): G05B13/04
• 分類號(hào): G05B13/04;G05D1/08
• 代理公司: 南京蘇高專利商標(biāo)事務(wù)所(普通合伙) 32204
• 代理人: 呂朦

本發(fā)明公開了一種基于聯(lián)合執(zhí)行機(jī)構(gòu)的遞階飽和模糊PD姿態(tài)控制方法，根據(jù)姿態(tài)四元數(shù)以及目標(biāo)四元數(shù)得到姿態(tài)誤差四元數(shù)；根據(jù)測(cè)得的角速度設(shè)計(jì)第一模糊控制增益；根據(jù)姿態(tài)角誤差設(shè)計(jì)第二模糊控制增益；根據(jù)相應(yīng)模糊控制規(guī)則、兩個(gè)模糊控制增益在線調(diào)整PD姿態(tài)控制律的比例增益和微分增益；計(jì)算輸出力矩；分別通過姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程和姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程求解星體的實(shí)際角速度與更新后的反饋實(shí)時(shí)姿態(tài)四元數(shù)。本發(fā)明設(shè)計(jì)遞階飽和模糊PD控制器具有出色的魯棒性，控制器的設(shè)計(jì)十分靈活，實(shí)現(xiàn)PD姿態(tài)控制律的比例增益和微分增益由模糊邏輯系統(tǒng)根據(jù)實(shí)時(shí)的姿態(tài)誤差在線整定，解決了單一遞階飽和PD控制器響應(yīng)速度慢、系統(tǒng)超調(diào)量大，甚至引起系統(tǒng)震蕩的問題。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于衛(wèi)星姿態(tài)控制技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種基于聯(lián)合執(zhí)行機(jī)構(gòu)的遞階飽和模糊PD控制器的控制方法。

背景技術(shù)

隨著航天飛行任務(wù)復(fù)雜程度的提高，微小衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)對(duì)實(shí)現(xiàn)大角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)的快速性及穩(wěn)定性有著較高的要求。當(dāng)星體在大角度姿態(tài)調(diào)節(jié)的過程中，須考慮衛(wèi)星執(zhí)行機(jī)構(gòu)最大輸出力矩以及轉(zhuǎn)速陀螺測(cè)量精度限制的問題，因此現(xiàn)有技術(shù)采用遞階飽和控制律，但是當(dāng)其與單一PD控制律結(jié)合時(shí)，會(huì)出現(xiàn)星體在姿態(tài)調(diào)節(jié)過程中的加速段響應(yīng)時(shí)間較長(zhǎng)、滑行段姿態(tài)角速度飽和時(shí)間較長(zhǎng)及減速段較緩慢等問題，這些問題促使星體姿態(tài)調(diào)節(jié)過程時(shí)間增加，導(dǎo)致系統(tǒng)消耗推力器介質(zhì)質(zhì)量增加，因此也增加了實(shí)驗(yàn)成本。

發(fā)明內(nèi)容

發(fā)明目的：針對(duì)大角度快速機(jī)動(dòng)的敏捷衛(wèi)星，既可以實(shí)現(xiàn)大角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)的快速性及穩(wěn)定性，又可以縮短姿態(tài)調(diào)節(jié)時(shí)間，本發(fā)明提供一種基于聯(lián)合執(zhí)行機(jī)構(gòu)的遞階飽和模糊PD姿態(tài)控制方法。

技術(shù)方案：一種基于聯(lián)合執(zhí)行機(jī)構(gòu)的遞階飽和模糊PD姿態(tài)控制方法，包括以下步驟：

步驟一：使用衛(wèi)星姿態(tài)敏感器檢測(cè)姿態(tài)四元數(shù)，設(shè)姿態(tài)四元數(shù)為Q；提供目標(biāo)四元數(shù)Q_T；根據(jù)所述姿態(tài)四元數(shù)Q以及目標(biāo)四元數(shù)Q_T得到姿態(tài)誤差四元數(shù)Q_e；

步驟二：在所述模糊邏輯控制器中設(shè)定姿態(tài)角速度的最大閾值；使用衛(wèi)星姿態(tài)敏感器檢測(cè)姿態(tài)角速度ω。根據(jù)測(cè)得的姿態(tài)角速度ω設(shè)計(jì)第一模糊控制增益K₁，K₁為姿態(tài)角速度的最大閾值與實(shí)際測(cè)得姿態(tài)角速度ω最大值的比值；

步驟三：根據(jù)步驟一獲得的姿態(tài)角誤差Q_e設(shè)計(jì)第二模糊控制增益K₂，K₂為姿態(tài)角速度的最大閾值與實(shí)際測(cè)得姿態(tài)角誤差Q_e最大值的比值；

步驟四：選擇使用二維模糊邏輯控制器，并設(shè)定模糊控制規(guī)則；所述姿態(tài)誤差四元數(shù)Q_e和姿態(tài)角速度ω分別通過第一模糊控制增益K₁和第二模糊控制增益K₂輸入到模糊控制器中；模糊控制器輸出得到PD姿態(tài)控制律的比例增益K_p和微分增益K_d；

步驟五：設(shè)輸出力矩為T，根據(jù)姿態(tài)誤差四元數(shù)Q_e、姿態(tài)角速度ω、實(shí)時(shí)變化的比例增益K_p和微分增益K_d計(jì)算T：

T＝sat_σ[K_dJω+K_pJsat_σ(Q_e)-ω^×(J_bω+CJ_wΩ]+Au

式中，J為轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；J_w為飛輪轉(zhuǎn)動(dòng)慣量組成的對(duì)角陣；J_b為整星轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；A為冷力推力器安裝矩陣；u為冷力推力器產(chǎn)生推力的大小；C為飛輪的安裝矩陣；Ω為飛輪角速度相對(duì)于本體坐標(biāo)系構(gòu)成的矩陣；