[發明專利]一種撓性航天器姿態控制系統的強抗擾控制方法

有效

• 申請號: 201710904100.0
• 申請日: 2017-09-29
• 公開（公告）號: CN107450588B
• 公開（公告）日: 2018-06-22
• 發明（設計）人: 郭雷;朱玉凱;喬建忠;吳昊;張丹瑤
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08
• 代理公司: 北京科迪生專利代理有限責任公司 11251
• 代理人: 安麗

1.一種撓性航天器姿態控制系統的強抗擾控制方法，其特征在于包括以下步驟：

第一步，根據撓性航天器的非線性歐拉角運動學和姿態動力學建立系統的多源干擾模型，完成多源干擾的數學表征與建模；

第二步，在數學表征與建模的基礎上，設計干擾觀測器對撓性振動進行估計；

第三步，根據干擾觀測器的輸出，設計擴張狀態觀測器對系統狀態及非線性動態進行估計；

第四步，根據干擾觀測器以及擴張狀態觀測器的估計值，設計強抗擾控制器，基于極點配置求解未知增益，完成強抗擾控制器的設計；

所述第一步具體實現如下：

根據撓性航天器的非線性歐拉角運動學和姿態動力學建立的多源干擾模型Σ₁如下所示：

其中，表示系統狀態，與分別表示x₁與x₂的轉置，θ與ψ分別表示撓性航天器的滾動角、俯仰角與偏航角，與分別表示滾動角變化率、俯仰角變化率以及偏航角變化率，表示狀態x的時間導數；系數矩陣I_3×3與0_3×3分別表示3行3列的單位矩陣和零矩陣，J＝diag{J_x,J_y,J_z}表示轉動慣量矩陣，diag{·}表示由元素構成的對角矩陣，J_x、J_y與J_z分別表示滾動通道、俯仰通道與偏航通道的轉動慣量，J^-1表示J的逆矩陣；u為控制輸入，為撓性振動，F表示剛柔耦合矩陣，η表示模態坐標，表示η的時間導數，C＝diag{2ξ₁Ω₁,2ξ₂Ω₂,...,2ξ_nΩ_n}表示阻尼矩陣，其中ξ_i表示模態阻尼，Ω_i表示模態頻率，i＝1,2,...,n，n為模態階數，表示剛度矩陣；姿態敏感器采用地球敏感器和陀螺儀，y表示量測輸出，表示測量噪聲，v₁表示地球敏感器的測量噪聲，v₂表示陀螺儀的測量噪聲；表示非線性動態，其表達式為其中，d為外部環境干擾，ω＝[ω_x ω_y ω_z]^T表示絕對角速度，ω_x、ω_y與ω_z分別表示滾動通道、俯仰通道與偏航通道的絕對角速度，表示角加速度，斜對稱矩陣表示非線性函數的時間導數，非線性函數的具體表達式為：

其中，ω₀為常值的軌道角速度，L_bo表示撓性航天器軌道坐標系到本體坐標系的坐標變換矩陣，具體表達式為：

由于撓性振動的模態阻尼和模態頻率已知，因此，撓性振動采用外部模型Σ₂來描述：

其中，w為外部模型的狀態，為狀態w的時間導數，系數矩陣V＝[FD FC]，I_n×n與0_n×n分別表示n行n列的單位矩陣和零矩陣；

非線性動態滿足一階可導條件，即其中，h為未知的有界函數；測量噪聲v表征為高斯白噪聲的形式；

所述第二步具體實現如下：

基于外部模型Σ₂設計撓性振動的干擾觀測器為：

其中，表示狀態w的估計值，表示的時間導數，為撓性振動d₀的估計值，為輸出y的估計值，L₀為干擾觀測器Σ₃的增益；

所述第三步具體實現如下：

根據干擾觀測器Σ₃的輸出設計擴張狀態觀測器為：

其中，擴張狀態為擴張狀態的估計值，表示的時間導數，為輸出y的估計值，L₁為擴張狀態觀測器Σ₄的增益；系數矩陣0_3×6表示3行6列的零矩陣，0_6×3表示6行3列的零矩陣，I_6×6表示6行6列的單位矩陣；

所述第四步具體實現如下：

設計強抗擾控制器：

其中，K為控制器增益，表示狀態x的估計值，表示狀態z的估計值；

干擾觀測器的增益以及控制器的增益通過分離定理和極點配置理論來得到：

|sI_6×6-(A+BK)|＝(s+λ₁)⁶

其中，s代表復變量，I_{(2n+9)×(2n+9)}表示2n+9行2n+9列的單位矩陣，λ₀＞0與λ₁＞0均為給定的正數，表示系統的帶寬，符號|·|表示求解矩陣的行列式。