[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

本發明涉及一種撓性航天器姿態控制系統的強抗擾控制方法，針對含有非線性動態、撓性振動以及測量噪聲多源干擾的撓性航天器姿態控制系統；首先，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；其次，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；再次，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；最后，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；本發明具有抗干擾能力強、控制精度高等優點，可用于撓性航天器的高精度控制。

技術領域

本發明涉及一種撓性航天器姿態控制系統的強抗擾控制方法，可以實現撓性航天器多種干擾及未知非線性函數的同時補償，可用于撓性航天器高精度的姿態控制中。

背景技術

隨著航天技術的發展，重力梯度測量、對地觀測、激光通訊以及太空觀測等精密的航天任務都對航天器的姿態控制精度提出了極高的要求，例如，以“詹姆斯韋伯”為代表的下一代太空望遠鏡指向精度要求達到0.004角秒。高精度的姿態需求對航天器的姿態控制能力提出了極高的要求，然而，不同通道、不同來源的撓性振動、非線性動態、傳感器噪聲以及環境干擾等多源干擾嚴重制約了航天器姿態精度的提升。首先，越來越多的航天器帶有太陽帆板、大型天線等撓性附件，例如日本ETS-Ⅷ衛星撓性附件展開后的長度達到40米左右。這些輕質大撓性附件，使得航天器的動力學模型變得十分復雜，為典型的非線性、多耦合、無窮自由度的分布參數系統，這給航天器的高精度姿態控制帶來巨大挑戰。其次，歐拉角描述的航天器姿態動力學具有簡單直觀的優勢，但是目前常用的線性歐拉角動力學模型都是基于小角度線性化得到的，相應的控制方法大都沒有考慮線性化帶來的模型誤差，都是基于理想的線性化模型設計的。然而，這些模型誤差與控制系統的狀態以及狀態導數強烈耦合，基于線性化模型設計的控制方法往往使得控制性能無法得到保障，甚至會使系統發散。再次，航天器的地球敏感器、陀螺儀等傳感器自身存在的測量噪聲也進一步制約了姿態控制系統的提升，嚴重影響著整個閉環系統的性能。

針對多種干擾環境下撓性航天器高精度姿態控制的難題，目前常用的控制方法有PID控制、最優控制、H_∞控制等。產生于上世紀二十年代的PID控制由于其結構簡單、不依賴于系統模型等優點，使得其迄今為止一直在工業控制中處于支配地位。然而，PID控制也有其局限性，比如完全忽略了系統的模型信息、微分信號難以提取、積分環節帶來相位滯后以及調參比較繁瑣等，難以實現復雜環境下的精確姿態控制問題。最優控制可以實現某一性能指標的最優性，但是當系統存在多種不確定性或干擾時，其性能難以得到保證。H_∞控制可以實現有界干擾的有效抑制，具有一定的魯棒性，但是H_∞控制將所有干擾當作單一范數有界干擾來處理，保守性較大，依然難以實現高精度的控制效果。因此，多源干擾下撓性航天器的高精度姿態控制是一個具有挑戰性的理論與工程難題。

為了克服最優控制以及H_∞控制等傳統抗干擾控制只能針對單一類型干擾系統且只能進行干擾抑制的局限性，基于干擾觀測器的控制(DOBC)得到了廣泛的研究。DOBC充分利用了干擾的模型信息，可以對常值、諧波等多種可建模干擾進行有效的估計與補償，并且當干擾模型存在不確定性時依然具備良好的估計與補償能力。此外，DOBC還可以方便的與其它控制方法相結合，利用復合分層抗干擾控制實現多源干擾的同時抑制與補償。例如，在文獻(Liu H,Guo L,Zhang Y M,An Anti-Disturbance PD Control Scheme for AttitudeControl and Stabilization of Flexible Spacecraft,Nonlinear Dynamics,2012,67(3):2081-2088.)中，DOBC與PD控制相結合實現了撓性航天器的高精度姿態控制問題，但是，目前的復合分層抗干擾控制也存在一些不足之處：首先，DOBC在對可建模干擾進行估計與補償時，缺乏對模型誤差等非線性動態的估計與補償作用，非線性動態的存在嚴重制約了可建模干擾的估計與補償性能，甚至干擾估計誤差發散。