[發明專利]模型不確定航天器無退繞姿態跟蹤有限時間控制方法

有效

• 申請號: 201810429959.5
• 申請日: 2018-05-08
• 公開（公告）號: CN108663936B
• 公開（公告）日: 2019-06-25
• 發明（設計）人: 楊雅君;楊雪榕;潘升東;張學陽;呂永申;武志勇
• 申請（專利權）人: 中國人民解放軍戰略支援部隊航天工程大學
• 主分類號: G05B13/04
• 分類號: G05B13/04
• 代理公司: 北京元周律知識產權代理有限公司 11540
• 代理人: 李花

本發明公開了一種模型不確定航天器無退繞姿態跟蹤有限時間控制方法，包括以下步驟：步驟S100：輸入指令姿態；步驟S200：計算指令姿態與實際姿態之間的姿態跟蹤誤差量；步驟S300：計算姿態誤差向量，設計有限時間滑模面；步驟S400：構建航天器的姿態跟蹤運動模型，采用超螺旋控制算法得到超螺旋姿態跟蹤控制律；步驟S500：采用超螺旋姿態跟蹤控制律對受控航天器進行控制；步驟S600：重復步驟S200～S500直至待控制航天器的實際姿態滿足控制要求。該方法控制的航天器系統能夠在轉動慣量未知且外部擾動存在的條件下，高精度跟蹤指令姿態，相比于傳統的自適應姿態控制方法，具有快速性、抗擾性和強魯棒性，為姿態跟蹤控制的工程實現提供了有效方案。

技術領域

本發明涉及一種模型不確定航天器無退繞姿態跟蹤有限時間控制方法，屬于自動控制領域。

背景技術

現有的航天器姿態控制方法中，常采用參數化的描述方法來表示航天器的姿態，比如歐拉角、四元數、修正羅德里格參數等，然而這些參數化的描述方法都不能全局且唯一地描述完整的姿態構造空間，還可能引起控制作用下的姿態閉環系統出現退繞現象。退繞現象會導致原本只需小角度姿態機動就可以完成的姿控任務，卻要通過相反方向的大角度姿態機動來實現，造成不必要控制負擔。

目前，主要采用兩類方法來避免退繞問題：一是在設計姿態控制算法時采用旋轉矩陣描述航天器姿態；二是設計姿態偏差函數對采用四元數描述姿態的控制算法進行修正。在現有文獻中，采用第一種方法時通常考慮航天器的參數是確定的，或者在考慮參數的不確定性時再假設外部干擾為諧波函數。為了能采用自適應控制方法進行設計，限制了這些控制方法的工程實用性；采用第二種方法得出的控制力矩是不連續的，會引起抖振問題，激發航天器系統在未建模動態情況下，導致系統失穩。

有限時間控制方法是一種時間最優的控制方法，與漸近穩定的系統相比，有限時間穩定的系統收斂速度更快，能夠確定系統進入穩態的收斂時間上限。現有的有限時間姿態控制方法，并未考慮航天器系統的內部不確定和外部擾動的影響，因而其控制方案的魯棒性相對較弱。實際在軌運行的許多大型航天器結構復雜，很難建立精確的數學模型。而且航天器上機械臂運動、推進劑傳輸等服務操作還會引起控制輸入參數和干擾的持續變化，系統的不確定性和外部擾動的復雜性更為顯著。

發明內容

本發明的一方面提供了一種模型不確定航天器無退繞姿態跟蹤有限時間控制方法，該方法具有更強的魯棒性，能產生連續的控制力矩避免出現抖振，同時還能抑制航天器內部參數變化和外部擾動，對控制結果的影響。從而實現在無退繞情況下的姿態跟蹤有限時間控制。

包括以下步驟：

步驟S100：輸入指令姿態(R_d,ω_d)；

步驟S200：計算所述指令姿態(R_d,ω_d)與所述實際姿態之間的姿態跟蹤誤差量；

步驟S300：計算姿態誤差向量S，根據所述誤差角速度向量和所述姿態誤差向量S設計有限時間滑模面σ；

步驟S400：構建所述航天器的姿態跟蹤運動模型，以所述姿態跟蹤運動模型為受控對象，采用超螺旋控制算法并結合所述有限時間滑模面σ，得到超螺旋姿態跟蹤控制律；

步驟S500：根據所述超螺旋姿態跟蹤控制律計算得到姿態跟蹤控制量，將所述姿態跟蹤控制量輸入待控制航天器，判斷所述航天器的實際姿態與期望姿態的姿態誤差角是否滿足控制要求，如果不滿足則測量受控航天器的實際姿態并返回步驟S200中；

步驟S600：重復步驟S200～S500直至所述待控制航天器的實際姿態滿足控制要求。

優選的，所述姿態誤差向量S按式(3)計算：