[發明專利]基于擴張干擾觀測器的柔性航天器姿軌跟蹤控制方法

有效

• 申請號: 202210561773.1
• 申請日: 2022-05-23
• 公開（公告）號: CN114779799B
• 公開（公告）日: 2023-05-16
• 發明（設計）人: 李化義;曹芊;馬晨;安詩宇;何文韜;張迎春
• 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: 哈爾濱華夏松花江知識產權代理有限公司 23213
• 代理人: 岳昕

1.基于擴張干擾觀測器的柔性航天器姿軌跟蹤控制方法，其特征在于包括以下步驟：

步驟一：獲取目標航天器和追蹤航天器的動力學特征，并基于李群SE(3)框架以及幾何力學分別建立目標航天器的姿軌動力學模型和追蹤航天器的姿軌動力學模型；

步驟二：針對所建立的追蹤航天器的姿軌動力學模型，分離出集總干擾，得到追蹤航天器的姿軌動力學模型等效模型，基于追蹤航天器的姿軌動力學等效模型和目標航天器的姿軌動力學模型建立目標航天器和追蹤航天器的相對動力學模型；

所述集總干擾包括追蹤航天器機動期間柔性陣列的振動、考慮燃料損耗導致的慣量和質量的不確定性以及空間環境擾動；

步驟三：基于目標航天器和追蹤航天器的相對動力學模型設計擴張干擾觀測器，并利用擴張干擾觀測器對集總干擾進行估計，得到干擾估計值；

步驟四：基于干擾估計值，并利用反步法設計基于擴張干擾觀測器的柔性航天器姿軌一體化控制器，利用基于擴張干擾觀測器的柔性航天器姿軌一體化控制器完成跟蹤控制；

所述目標航天器的姿軌動力學模型表示為：

其中，下角標(·)_t表示目標航天器的狀態參數，下角標(·)_c表示追蹤航天器的狀態參數，ξ為航天器的運動速度旋量，為航天器所受外力旋量，ω為航天器的角速度矢量，v為航天器的速度矢量，τ為施加在航天器上的力矩矢量，f為施加在航天器上的力矢量，J為航天器的空間慣性矩陣，為航天器的慣性張量矩陣，m為航天器的質量，[ad_(·)]為SE(3)的李代數se(3)的伴隨矩陣，I₃為3階單位矩陣，指數坐標其中和分別為姿態和位置的指數坐標，為航天器指數坐標矢量的時間導數，為航天器速度旋量的時間導數，G(ρ)為關于α₁(θ)，α₂(θ)，A₁(θ)，A₂(θ)的函數矩陣，α₁(θ)，α₂(θ)，A₁(θ)，A₂(θ)是關于θ的函數，θ為姿態指數坐標Θ的模，g為齊次矩陣；

所述追蹤航天器的姿軌動力學模型表示為：

其中，ζ_c為速度旋量，u為控制力旋量，為重力梯度項，d_ce為空間環境干擾力旋量，J₀為標稱空間慣性矩陣，為空間慣量不確定量，η為陣列模態坐標矢量，K為陣列的剛度矩陣，w_i為陣列第i階模態振動頻率；ζ_i為陣列第i階模態阻尼系數，Nm為模態截斷的階數，m_eff為模態有效質量矩陣；ⁱm_eff為柔性陣列對第i階模態在6個激勵方向的質量貢獻矩陣，為模態速度矢量，為模態速度矢量的時間導數，為追蹤航天器的慣量不確定性矩陣，Δm_c為追蹤航天器的質量不確定值，J_coup為追蹤航天器的剛柔耦合空間慣性矩陣，Y為角速度耦合矩陣，表示角速度與模態速度的耦合矩陣，δ為相對于航天器體坐標系的剛柔耦合矩陣，為SE(3)上的伴隨變換矩陣；

所述追蹤航天器的姿軌動力學模型等效模型表示為：

其中，d為集總干擾，D為柔性陣列的阻尼矩陣，為J_coup的逆，為的逆，ΔJ^-1為ΔJ的逆；

所述目標航天器和追蹤航天器的相對動力學模型表示為：

其中，為相對指數坐標的時間導數，為相對速度旋量的時間導數，H為追蹤航天器體系下目標航天器的速度旋量，為H的時間導數，h＝(g_t)^-1g_c為兩航天器間的相對位姿誤差，為伴隨變換矩陣；

所述擴張干擾觀測器表示為：

其中，z為定義的中間變量，矩陣A、C、L分別為：

C＝[I₆?0?0]，L＝[κ₁I₆，k₂I₆，κ_εI₆]^T;

其中，k₁、k₂、k₃表示觀測器增益；

所述柔性航天器姿軌一體化控制器表示為：

其中，為相對速度旋量與虛擬輸出值間的誤差，s₁，s₂為控制器增益，為集總干擾估計值。

2.根據權利要求1所述的基于擴張干擾觀測器的柔性航天器姿軌跟蹤控制方法，其特征在于所述目標航天器的姿軌動力學模型和追蹤航天器的姿軌動力學模型中所受外力類型分別為：

其中，為重力梯度力旋量，為目標航天器的重力梯度力旋量，為追蹤航天器的重力梯度力旋量，表示追蹤航天器所受到的相對于追蹤航天器體系的力旋量，d_te為目標航天器空間環境干擾，d_ce為追蹤航天器的空間環境干擾，r為地心至航天器的標量距離，為相對于航天器體坐標系下的地心與航天器間的位置矢量，tr(·)表示矩陣(·)的跡，μ為地球的引力參數值，τ_gg和f_gg分別為航天器所受到的力矩和力。