[發明專利]撓性航天器的姿態控制方法、電子設備及可讀存儲介質

有效

• 申請號: 201811348169.0
• 申請日: 2018-11-13
• 公開（公告）號: CN109270946B
• 公開（公告）日: 2020-07-28
• 發明（設計）人: 師鵬;雷冰瑤;劉思帆;程琦翔;趙育善
• 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: 北京路浩知識產權代理有限公司 11002
• 代理人: 王瑩;吳歡燕

1.一種撓性航天器的姿態控制方法，其特征在于，包括：

將當前時刻的誤差姿態四元數q_e的矢量部分作為變增益控制器的變參數，結合控制增益約束條件獲得當前時刻的控制增益K(ρ)；

將當前時刻的誤差姿態四元數q_e、誤差姿態角速度ω_e以及控制力矩u作為降維觀測器的輸入參數，獲得當前時刻撓性附件的模態坐標η的估計值以及參數變量的估計值；

將當前時刻的誤差姿態四元數q_e的矢量部分、控制增益K(ρ)、誤差姿態角速度ω_e、模態坐標η的估計值以及參數變量的估計值作為變增益控制器的輸入，輸出下一時刻的控制力矩u；

獲取當前時刻的實際姿態四元數q和實際姿態角速度ω，根據當前時刻的目標姿態四元數以及目標姿態角速度，獲得下一時刻的誤差姿態四元數q_e和誤差姿態角速度ω_e；

其中，所述將當前時刻的誤差姿態四元數q_e的矢量部分作為變增益控制器的變參數，結合控制增益約束條件獲得當前時刻的控制增益K(ρ)，具體為：

基于四元數描述的姿態，建立航天器的rest-to-rest姿態機動的動力學模型，將當前時刻的誤差姿態四元數q_e的矢量部分作為變增益控制器的變參數，建立LPV模型；

確定控制增益約束條件，所述控制增益約束條件包括降維觀測器的魯棒H_∞保性能LPV控制綜合條件以及用于控制增益受限的條件；

根據歐拉軸的轉動角度確定變參數的取值范圍，以確定變參數空間，對所述變參數空間進行網格化處理，根據每個網格點的變參數求解具有LMI條件的凸優化問題；

在所述變參數空間中增加網格點，根據所述凸優化問題的解，驗證控制增益約束條件，若滿足所述控制增益約束條件，則根據凸優化問題的解獲得當前時刻的控制增益K(ρ)；

所述LPV模型的表達式為：

其中，表示狀態x對時間的一階導數；A為LPV模型的狀態空間矩陣；A₁₁、A₁₂、A₂₁、A₂₂分別表示所述狀態空間矩陣的分塊表示；J表示航天器整體的轉動慣量；G(ρ)為引起狀態空間矩陣A變化的部分；ρ為q_e的矢量部分；B_u為系統控制量對應的第一狀態空間矩陣；B_ω為系統控制量對應的第二狀態空間矩陣；ω^×表示ω的叉乘矩陣；J_s為中間參數；F_S表示撓性附件與剛體部分的耦合系數矩陣；ξ和Ω分別表示撓性附件的阻尼矩陣和模態頻率矩陣；由轉動慣量不確定性引起的誤差為ΔA和ΔB；滿足[ΔAΔB]＝DF[E₁ E₂]；FF^T≤I；D、E₁和E₂為已知的具有合適維數的常數矩陣；I為具有合適維數的單位矩陣；

所述控制增益約束條件具體為：

其中，0表示具有適當維數的零矩陣；Λ，Q，R，U₁，U₂為已知常矩陣，具體取值依據航天器給定參數與執行機構輸出能力決定；Λ_ii≤(u*)²，u*表示控制力矩輸出上界，(*)表示對應矩陣的轉置；Q為狀態的權函數，R為控制力矩的權函數，用于定義二次性能指標；U₁為x₁初始取值的映射，U₂為x₂初始取值的映射；γ0為設定的系統H_∞性能指標；X₁(ρ)為連續可微的對稱正定矩陣；X₂為對稱正定矩陣；Γ₁(ρ)表示控制增益的參數依賴變量矩陣；Γ₂(ρ)表示控制增益的松弛變量矩陣；Y表示觀測增益的變量矩陣；ε表示正標量；

所述根據每個網格點的變參數求解具有LMI條件的凸優化問題，具體為：

用以下表達式描述X₁(ρ)、Γ₁(ρ)和Γ₂(ρ)：

其中，ρ_i表示變參數的元素，i＝1,2,3；X₀₁表示X₁(ρ)中的常數矩陣，X_i1表示X₁(ρ)中變參數的基矩陣；Γ₀₁表示Γ₁(ρ)中的常數矩陣；Γ_i1表示Γ₁(ρ)中變參數的基矩陣；Γ₀₂表示Γ₂(ρ)中的常數矩陣；Γ_i2表示Γ₂(ρ)中變參數的基矩陣；

將各網格點的變參數代入X₁(ρ)、Γ₁(ρ)和Γ₂(ρ)的表達式中，將代入后的表達式繼續代入控制增益約束條件中，獲得X₀₁，X_i1，Γ₀₁，Γ_i1，Γ₀₂，Γ_i2，作為凸優化問題的解。