[發明專利]一種基于模型預測控制與滑模控制的航天器姿態控制方法

有效

• 申請號: 202111223975.7
• 申請日: 2021-10-18
• 公開（公告）號: CN113859589B
• 公開（公告）日: 2023-05-30
• 發明（設計）人: 易輝;俞鑫麗;王雷;韓永磊;王躍
• 申請（專利權）人: 南京工業大學
• 主分類號: G05D1/10
• 分類號: G05D1/10;G05D1/08;B64G1/24
• 代理公司: 南京燦爛知識產權代理有限公司 32356
• 代理人: 趙麗

本發明公開一種基于模型預測控制與滑模控制的航天器姿態控制方法，屬于航天器控制技術領域。包括以下步驟：建立航天器動力學模型和姿態運動模型；基于航天器動力學模型狀態參數的不確定性因素和外部擾動，設置復合遞增控制器控制航天器的姿態；針對航天器姿態運動模型，驗證系統的有限時間穩定，設計有限時間穩定性條件；采用模型預測控制器，實現航天器最優目標點的跟蹤性能。本發明設計一種互聯的復合遞階控制器，由改進的分數階滑模控制方法和模型預測控制方法構成，實現在給定適當的目標點的前提下，保證在存在擾動/不確定性的情況下，三軸姿態具有優越的跟蹤性能。

技術領域

本發明涉及一種基于模型預測控制與滑模控制的航天器姿態控制方法，屬于航天器控?制技術領域。

背景技術

姿態系統是航天器的重要子系統，它直接決定著航天器能否正常工作。如何保證姿態?系統的穩定性成為航天器研制中的一項關鍵任務，因此，完成這些任務均存在一項需要解?決的根本問題，即如何最高精度地實現航天器的姿態跟蹤控制。

傳統航天器姿態控制選取的模型未考慮狀態參數的不確定性因素和外部擾動，使得在?實際執行任務的過程中，容易導致姿態控制產生偏差。在所有的魯棒控制方法中，滑模控?制已證明具有很強的魯棒性，但基于純滑模控制方法，無法保證約束滿足，也不能達到最?優目標點的跟蹤性能。此外，傳統的整數階滑模控制方法被廣泛用于航天器的姿態控制，?尚且無法滿足對要求收斂速度更快、跟蹤精度更高的控制系統。

模型預測控制(MPC)技術由于其處理約束和實現高性能目標的能力而被廣泛認可。大?多數MPC方法中，采用線性化/近似技術來應用線性工具，這種近似/線性化針對航天器姿?態閉環控制不僅會降低系統的控制性能，而且這種近似還會增加不確定性，從而降低了系?統的魯棒性。

發明內容

本發明為解決現有技術的不足，將考慮航天器動力學方程和運動方程的特殊結構，設?計一種互聯的復合遞階控制器。該復合控制器的第一部分是基于一種改進的分數階滑模控?制(FOSMC)方法設計的，該控制器在給定適當的目標點的前提下，保證在存在擾動/不確定?性的情況下，三軸姿態具有優越的跟蹤性能。在模型預測控制(MPC)的基礎上，結合該技術?的優點，設計了復合控制器的下一部分，為FOSMC提供最優目標點，同時保證了約束條件?的滿足。

為解決上述技術問題，本發明采用的技術方案為：

本發明所述一種基于模型預測控制與滑模控制的航天器姿態控制方法，通過以下技術?方案實現：

一種基于模型預測控制與滑模控制的航天器姿態控制方法，包括以下步驟：

步驟1：建立航天器動力學模型和姿態運動模型；

步驟2：基于航天器動力學模型狀態參數的不確定性因素和外部擾動，設置改進的分數?階滑模控制器控制航天器的姿態；

步驟3：針對航天器姿態運動模型，驗證系統的有限時間穩定，設計有限時間穩定性條?件；

步驟4：采用模型預測控制器，保證航天器動力學模型和姿態運動模型參數的約束問題，?同時實現航天器最優目標點的跟蹤性能。

進一步的，步驟1中航天器動力學模型為：

其中，ω＝[ω_x,ω_y,ω_z]^T為航天器相對于慣性系的姿態角速度矢量，其中的ω_x,ω_y,ω_z分?別為x軸,y軸,z軸的姿態角速度矢量；為姿態角加速度矢量；J∈R^3×3為航天器的對稱?正定轉動慣量的3×3矩陣；u∈R³為作用在航天器上的三軸控制力矩的3×1向量；d_t∈R³為外部干擾力矩，