[發明專利]對地遙感衛星高精度高性能的姿態容錯控制方法、裝置及計算機存儲介質

有效

• 申請號: 202010074835.7
• 申請日: 2020-01-22
• 公開（公告）號: CN111258325B
• 公開（公告）日: 2022-08-02
• 發明（設計）人: 王峰;劉明;曹喜濱;吳凡;邱實;耿云海;苗悅
• 申請（專利權）人: 哈爾濱工業大學
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08
• 代理公司: 西安維英格知識產權代理事務所(普通合伙) 61253
• 代理人: 李斌棟;歸瑩

1.一種對地遙感衛星高精度高性能的姿態容錯控制方法，其特征在于，所述方法包括：

根據攜帶有對稱撓性附件的對地遙感衛星的運動學方程獲取所述對地遙感衛星的誤差運動學方程；其中，所述根據攜帶有對稱撓性附件的對地遙感衛星的運動學方程獲取所述對地遙感衛星的誤差運動學方程，包括：

采用單位四元數Q∈R⁴來描述該對地遙感衛星的姿態運動；其中，Q＝[q₀ q^T]^T＝[q₀ q₁q₂ q₃]^T；q₀是標部，q∈R³是矢部，且滿足q₀²+q^Tq＝1；

根據所述單位四元數表示所述對地遙感衛星的運動學方程形式如下：

其中，ω∈R³為未變形衛星在星體固連坐標系下的角速度，q×∈R^3×3表示q的斜對稱矩陣；

設定Q_e為姿態誤差四元數，根據所述對地遙感衛星的運動學方程得到所述對地遙感衛星誤差運動學方程為：其中，R(Q_e)是到的坐標轉換矩陣，為軌道坐標系，為星體固連坐標系；

根據軌道角速度ω_d遠小于星體的控制角速度ω進行簡化計算，獲得所述對地遙感衛星的誤差運動學方程如式1所示：

其中，表示q_e的一階導數；q_e表示姿態誤差四元數；

基于拉格朗日方法獲取所述對地遙感衛星的剛柔耦合姿態動力學方程；其中，所述基于拉格朗日方法獲取所述對地遙感衛星的剛柔耦合姿態動力學方程，包括：

設定f_i分別表示兩個對稱撓性附件，i＝1，2；

在不考慮衛星的平移運動與f_i相對于衛星的旋轉運動的情況下，根據拉格朗日方法，所述對地遙感衛星的剛柔耦合姿態動力學方程組可描述為式2所示：

其中；J_s∈R^3×3是所述對地遙感衛星的轉動慣量矩陣；η_fi∈R^N×1是f_i的撓性模態坐標；N是撓性模態的維數；G_sfi∈R^3×N是f_i與衛星平臺之間的撓性耦合系數矩陣；u^F∈R³為帶有故障的控制力矩；d∈R³為環境干擾力矩；Φ_fi∈R^N×N為模態震動頻率矩陣；Λ_fi∈R^N×N為剛度矩陣，且滿足Φ_fi²＝Λ_fi；ξ_fi∈R^N×N為阻尼系數矩陣；由于兩個撓性附件為對稱安裝，則存在等式G_sf1＝G_sf2，Λ_sf1＝Λ_sf2，ξ_sf1＝ξ_sf2；

基于模型的不確定性以及所述對地遙感衛星的誤差運動學方程和所述對地遙感衛星的剛柔耦合姿態動力學方程分別獲取所述對地遙感衛星的測量運動學模型和動力學模型；其中，所述基于模型的不確定性以及所述對地遙感衛星的誤差運動學方程和所述對地遙感衛星的剛柔耦合姿態動力學方程分別獲取所述對地遙感衛星的測量運動學模型和動力學模型，包括：

分別引入以下不確定性：星載姿態敏感器的測量誤差ΔQ_e與Δω，未知的環境干擾力矩d與航天器轉動慣量矩陣的測量誤差ΔJ_s；

設定和分別為測量誤差四元數和測量角速度，為標稱轉動慣量矩陣，根據被引入的不確定性所確定的表達式分別為：

其中，Q_e和ω分別為真實的姿態變量，J_s為真實轉動慣量矩陣；

根據所述表達式，式1所示運動學方程表示如式3所示：

根據式3，所述對地遙感衛星的測量運動學方程表示為式4所示：

其中，δ₁表示集成不確定性，且

對于式2所示的剛柔耦合姿態動力學方程組整合為式5所示：

其中，J＝J_s-2G_sfG_sf^T，u^F＝ρu(t)表示含有執行機構故障的控制力矩輸出，ρ＝diag(ρ₁，ρ₂，ρ₃)表示執行機構失效因子，滿足其中ρ_i＞0和是已知常數，分別表示失效因子ρ_i的下界和上界；

在考慮不確定性的情況下，式(5)被整理為如式(6)所示的測量動力學方程：

其中，δ₂表示集成不確定性且

綜合式4和式6，所述對地遙感衛星的測量運動學與動力學模型被總結如式7所示：

根據引入的反步狀態變量和虛擬控制器，通過有限時間積分滑模擾動觀測器FTISMDO針對所述對地遙感衛星的測量運動學模型和動力學模型中的集成不確定性進行估計；其中，所述根據引入的反步狀態變量和虛擬控制器，通過有限時間積分滑模擾動觀測器針對所述對地遙感衛星的測量運動學模型和動力學模型中的集成不確定性進行估計，包括：

設定反步狀態變量為

其中，α∈R^3×1為虛擬控制向量且Ω^-1(y₁)為Ω(y₁)的廣義逆矩陣；F₁∈R^4×4為正定對角陣；

設定為集成不確定性δ₁的估計值，通過所述FTISMDO得到式8：

其中，s₀＝[s₀₁ s₀₂ s₀₃ s₀₄]^T；k_1j，k_2j，β_1j，β_2j，λ_1j，λ_2j，L_j與γ均為正常數且j＝1，2，3，4；sup表示上確界；β_2j＝β_1j/(1+β_1j)，0＜β_1j＜1；其中sgn(·)表示符號函數，sig^γ(s₁)＝|s₁|^γsgn(s₁)；

引入所述反步狀態變量后的測量動力學方程為：

其中，和分別表示y₂和α的斜對稱陣；表示為：其中，δ₃為集成不確定性，具體為：為集成不確定性δ₃的估計值，且通過FTISMDO得到

其中，l₀＝[l₀₁ l₀₂ l₀₃]^T；p_1j，p_2j，L′_j與v均為正常數，j＝1，2，3，4；

根據所述估計的集成不確定性通過反步法設計所述對地遙感衛星的姿態抗擾動容錯控制器；其中，所述根據所述估計的集成不確定性通過反步法設計所述對地遙感衛星的姿態抗擾動容錯控制器，包括：

根據下式所示的控制律設計所述對地遙感衛星的姿態抗擾動容錯控制器：

其中表示對執行器失效因子ρ的估計，設計為

此外，矩陣F₁與F₂的對角元滿足則根據上式所示的控制律所涉及得到的控制器u(t)能夠使得閉環控制系統中所有變量均有界且被控狀態Q_e和ω能夠漸近收斂于原點。