一種基于輸出反饋的撓性航天器精細姿態(tài)控制方法
【專利摘要】本發(fā)明提供了一種基于輸出反饋的撓性航天器精細姿態(tài)控制方法，所述控制方法包括如下步驟：a)搭建撓性航天器動力學系統(tǒng)Σ1，將撓性航天器動力學系統(tǒng)Σ1變換為撓性航天器動力學系統(tǒng)Σ2，所述撓性航天器動力學系統(tǒng)Σ2引入航天器剛柔耦合動態(tài)干擾；b)構造外部系統(tǒng)Σ3，所述剛柔耦合動態(tài)干擾通過外部系統(tǒng)Σ3進行描述；c)設計干擾觀測器，所述干擾觀測器對所述剛柔耦合動態(tài)干擾進行估值；d)設計動態(tài)輸出反饋H∞控制器；e)將步驟c)中所訴的干擾觀測器與步驟d)中所述的動態(tài)輸出反饋H∞控制器進行復合，得到撓性航天器精細姿態(tài)控制系統(tǒng)Σ6；所述撓性航天器精細姿態(tài)控制系統(tǒng)Σ6通過估值對剛柔耦合動態(tài)干擾進行補償。
【專利說明】
一種基于輸出反饋的撓性航天器精細姿態(tài)控制方法
技術領域
[0001] 本發(fā)明涉及航空航天技術領域，特別涉及一種基于輸出反饋的撓性航天器精細姿 態(tài)控制方法。
【背景技術】
[0002] 隨著航天技術的發(fā)展，越來越多的航天器攜帶有大型的太陽帆板、天線等撓性機 構，這些撓性機構使航天器的功能日益強大，但同時也給航天器的姿態(tài)控制問題帶來了嚴 峻的考驗，尤其是當航天器的控制精度要求較高時，如對地觀測衛(wèi)星、太空望遠鏡等。因此， 撓性航天器在天空運行時不僅會受到外部的環(huán)境干擾，還會受到剛柔耦合動態(tài)帶來的嚴重 影響。針對這類復雜問題，許多學者也提出了相應的控制方法，比較常見的有Hoo控制、滑模 變結構控制等。但是Hoo控制為典型的干擾抑制方法，它把所有的干擾等價為單一的范數有 界干擾，致使控制精度不高。而滑模變結構控制具有魯棒性、快速性等優(yōu)勢，但是其控制率 一般較為復雜，并且存在抖振現象，不利于實際的工程應用。另外，現階段大多數姿態(tài)控制 方法都通過假定系統(tǒng)的全部狀態(tài)可測來設計控制器。但是，在實際的航天工程中難以滿足 上述假設，如在部分測量敏感器出現故障的情況下。而且由于角速度測量成本等原因，越來 越多的學者在研究無角速度量測的情況下的姿態(tài)控制問題，實際上也是一種輸出反饋的姿 態(tài)控制問題。因此，基于輸出反饋設計高精度的姿態(tài)控制器更具備理論及實用意義。早期的 工作也有利用DOBC來估計剛柔耦合帶來的干擾，但是前提都是假設系統(tǒng)的狀態(tài)變量全部可 測，并且假設干擾的變化率有界。
[0003] 基于干擾觀測器的控制(DOBC)充分利用了干擾的特性，實現了干擾的高精度估計 與補償，并且易于與其它控制方式相結合，因此，可以基于干擾觀測器設計精細的復合姿態(tài) 控制器來同時實現干擾的補償與抑制，從而提升撓性航天器的姿態(tài)控制精度。
[0004] 因此，需要一種能有效地補償剛柔耦合干擾和抑制外部環(huán)境干擾的基于輸出反饋 的撓性航天器精細姿態(tài)控制方法。

【發(fā)明內容】

[0005] 本發(fā)明的目的在于提供一種基于輸出反饋的撓性航天器精細姿態(tài)控制方法，所述 控制方法包括如下步驟：
[0006] a)搭建撓性航天器動力學系統(tǒng)Σ i，將撓性航天器動力學系統(tǒng)Σ ^變換為撓性航天 器動力學系統(tǒng)Σ2,所述撓性航天器動力學系統(tǒng)Σ2引入航天器剛柔耦合動態(tài)干擾；
[0007] b)構造外部系統(tǒng)?3,所述剛柔耦合動態(tài)干擾通過外部系統(tǒng)?3進行描述；
[0008] c)設計干擾觀測器，所述干擾觀測器對所述剛柔耦合動態(tài)干擾do進行估值?。；
[0009] d)設計動態(tài)輸出反饋Hoc控制器；
[0010] e)將步驟c)中所訴的干擾觀測器與步驟d)中所述的動態(tài)輸出反饋Hoo控制器進行 復合，得到撓性航天器精細姿態(tài)控制系統(tǒng)Σ 6;
[0011] 所述撓性航天器精細姿態(tài)控制系統(tǒng)Σ 6通過估值<對剛柔耦合動態(tài)干擾do進行補 償。
[0012] 優(yōu)選地，所述控制方法，所述撓性航天器動力學系統(tǒng)Σ i表述為：
[0013]
[0014] 其中，Θ為航天器姿態(tài)角，@為航天器姿態(tài)角Θ的二階導數，J為航天器轉動慣量，F為 撓性附件與本體的剛柔耦合矩陣，Ft為所述剛柔耦合矩陣的轉置矩陣，u為控制輸入，Cl 1為環(huán) 境干擾力矩，η為撓性附件的模態(tài)^為撓性附件模態(tài)η的導數，；；為撓性附件模態(tài)η的二階導 數，Cd為模態(tài)阻尼矩陣，λ為剛度矩陣。
[0015] 優(yōu)選地，所述控制方法，所述模態(tài)阻尼矩陣Cd表示為Cd = diag{2Gi ω i} ( i = 1， 2, . . .N)，其中N為模態(tài)階數，G1為模態(tài)阻尼，Co1為模態(tài)頻率，所述剛度矩陣Λ表示為 A - diag\o.)'· {(/ - 1,2,...,V) 〇
[0016] 優(yōu)選地，所述控制方法，所述的系統(tǒng)Σ 2表述為：
[0017]
[0018] 其中5為航天器姿態(tài)角Θ的二階導數，J為航天器轉動慣量，F為撓性附件與本體的 剛柔耦合矩陣，FT為所述剛柔耦合矩陣的裝置矩陣，u為控制輸入，Cl 1為環(huán)境干擾力矩，Tl為撓 性附件的模態(tài)，^為撓性附件模態(tài)11的導數^(1為模態(tài)阻尼矩陣，人為剛度矩陣。
[0019] 優(yōu)選地，所述控制方法，步驟b)中所述剛柔耦合動態(tài)干擾do表示為 dQ二/「，其中，F為撓性附件與本體的剛柔耦合矩陣，Cd為模態(tài)阻尼矩陣，Λ為剛 123456 度矩陣，η為撓性附件的模態(tài)，?為撓性附件模態(tài)η的導數；[0020] 所述外部系統(tǒng)Σ 3對剛柔耦合動態(tài)干擾do描述為：
2 W為外部系統(tǒng)Σ 3的干擾狀態(tài)變量，&為W的導數，W、H和V為定義的系數矩陣，I為單位矩陣。 [0023]優(yōu)選地，所述控制方法，所述系數矩陣W中，矩陣M表示為M=I-FY1F,其中，I為單 3 位矩陣。 4 優(yōu)選地，所述控制方法，步驟c)中所述干擾觀測器的設計步驟如下： 5 (1)構造航天器姿態(tài)角輸入矩P
6 (2)將所述系統(tǒng)Σ 2轉化為狀態(tài)空間系統(tǒng)Σ 4，所述狀態(tài)空間系統(tǒng)Σ 4表述為：
[0027]
[0028] ，和B為系數矩陣，y為量測輸出，C為量測矩 陣；
[0029] (3)借助量測輸出y設計干擾觀測器，所述干擾觀測器表述為：
[0030:
[0031] 其中，Cl0是剛柔耦合動態(tài)干擾do的估計值，V為輔助變量，為輔助變量V的導數，y 為量測輸出，L為干擾觀測器增益矩陣；
[0032] 所怵平桄棹制！的觀涮誤#動杰丟怵為.
[0033]
[0034] 其中，^ m，-w為干擾狀態(tài)變量w的估計值，^為~的導數。
[0035] 優(yōu)選地，所述控制方法，步驟d)中所述動態(tài)輸出反饋Η?控制器表述為：
[0036；
[0037] 其中，m為動態(tài)輸出反饋Hoo控制器輸入，Xk為控制器狀態(tài)，Ax、Bx、Cx、D x為待定的控 制器參數矩陣，所述動態(tài)輸出反饋Hoo控制器對環(huán)境干擾進行抑制。
[0038] 優(yōu)選地，所述控制方法，步驟e)中所述的撓性航天器精細姿態(tài)控制系統(tǒng)Σ 6表述 為：
[0039]
[0040] 其中，u為控制輸入，￡1&為所述干擾觀測器對所述剛柔耦合動態(tài)干擾do的估計值；
[0041 ]所述精細姿態(tài)控制系統(tǒng)Σ 6通過估計值&對剛柔耦合動態(tài)干擾do進行補償。
[0042] 優(yōu)選地，所述控制方法，所述干擾控制器增益矩陣L和所述待定控制器參數矩陣 八\、8\、&、0\通過凸優(yōu)化算法求解，所述求解過程如下：
[0043] 聯立系統(tǒng)24、25和26，得到：
[0044]
[0045]
[0046]
[0047]
[0048]
[0049]
[0050]
[0051]
[0052]
[0053] 本發(fā)明提供的一種基于輸出反饋的撓性航天器精細姿態(tài)控制方法，針對剛柔耦合 動態(tài)建立了干擾的模型，充分利用了干擾的信息，采用輸出反饋來進行控制器及干擾觀測 器的設計，相比于狀態(tài)反饋的控制方法，更具備工程價值。
[0054]應當理解，前述大體的描述和后續(xù)詳盡的描述均為示例性說明和解釋，并不應當 用作對本發(fā)明所要求保護內容的限制。
【附圖說明】
[0055] 參考隨附的附圖，本發(fā)明更多的目的、功能和優(yōu)點將通過本發(fā)明實施方式的如下 描述得以闡明，其中：
[0056] 圖1示意性示出本發(fā)明一種基于輸出反饋的撓性航天器精細姿態(tài)控制方法的設計 流程圖；
[0057]圖2示出了本發(fā)明實施例中撓性航天器精細姿態(tài)控制的模塊框圖。
【具體實施方式】
[0058]通過參考示范性實施例，本發(fā)明的目的和功能以及用于實現這些目的和功能的方 法將得以闡明。然而，本發(fā)明并不受限于以下所公開的示范性實施例;可以通過不同形式來 對其加以實現。說明書的實質僅僅是幫助相關領域技術人員綜合理解本發(fā)明的具體細節(jié)。
[0059] 在下文中，將參考附圖描述本發(fā)明的實施例。在附圖中，相同的附圖標記代表相同 或類似的部件，或者相同或類似的步驟。
[0060] 本發(fā)明提供了一種基于輸出反饋的撓性航天器精細姿態(tài)控制方法，如圖1所示本 發(fā)明基于輸出反饋的撓性航天器精細姿態(tài)控制方法的設計流程圖，本實施例中航天器精細 姿態(tài)控制方法100,通過將航天器剛柔耦合動態(tài)干擾引入到撓性航天器動力學系統(tǒng)，借組外 部系統(tǒng)對航天器剛柔耦合動態(tài)干擾進行描述。設計干擾觀測器對剛柔耦合動態(tài)干擾進行估 值，設計動態(tài)輸出反饋Hoo控制器對環(huán)境干擾進行抑制，并將干擾觀測器和動態(tài)輸出反饋Hoo 控制器進行復合通過剛柔耦合動態(tài)干擾的估計值對剛柔耦合動態(tài)干擾進行補償。
[0061] 出于說明性的目的，本發(fā)明所提供的基于輸出反饋的撓性航天器精細姿態(tài)控制方 法通過不同模塊實現，如圖2所示本發(fā)明實施例中撓性航天器精細姿態(tài)控制的模塊框圖 200,具體地，所述的模塊包括但不限于:那外部系統(tǒng)模塊201、干擾觀測模塊202、動態(tài)輸出 反饋模203塊和精細姿態(tài)控制模塊204。
[0062]所述外部系統(tǒng)模塊201中，外部系統(tǒng)對航天器剛柔耦合動態(tài)干擾進行描述。
[0063]所述干擾觀測模塊202中，干擾觀測器對航天器剛柔耦合動態(tài)干擾進行估值。
[0064]所述動態(tài)輸出反饋模塊203中，動態(tài)輸出反饋Hoo控制器對環(huán)境干擾進行抑制。
[0065] 所述精細姿態(tài)控制模塊204中，精細姿態(tài)控系統(tǒng)通過航天器剛柔耦合動態(tài)干擾的 估計值完成對航天器剛柔耦合動態(tài)干擾進行補償。
[0066] 下面結合圖1具體描述本實施例中航天器姿態(tài)控制方法：
[0067] 步驟S101:將航天器剛柔耦合干擾引入到撓性航天器動力學系統(tǒng):
[0068] 搭建撓性航天器動力學系統(tǒng)Σ :，所述系統(tǒng)Σ :表述為：
[0069]
其中，Θ為航天器姿態(tài)角，^為航天器姿態(tài)角Θ的二階 導數，J為航天器轉動慣量，F為撓性附件與本體的剛柔耦合矩陣，FtS所述剛柔耦合矩陣的 轉置矩陣，u為控制輸入，dl為環(huán)境干擾力矩，η為撓性附件的模態(tài)，4為撓性附件模態(tài)η的導
數，;；為撓性附件模態(tài)η的二階導數，Cd為模態(tài)阻尼矩陣，λ為剛度矩陣。模態(tài)阻尼矩陣Cd表 示為Cd = diag{2r…W1.=1 9 W甘為模態(tài)階數，ζ!為模態(tài)阻尼，〇i為模態(tài)頻率;剛 度矩陣Λ表示為
[0070] 對撓性航天器動力學系統(tǒng)Σ :通過數學變換轉變?yōu)橄到y(tǒng)Σ 2，系統(tǒng)Σ 2表述為：
為撓性航天器剛柔耦合動 態(tài)干擾。
[0071] 步驟S102:將剛柔耦合動態(tài)干擾通過外部系統(tǒng)Σ 3進行描述
[0072]
用do表示剛柔耦合動態(tài)干擾，利用外部系統(tǒng)Σ 3對剛柔耦合 動態(tài)干擾do進行描述：
[0073]
[0074] w為外部系統(tǒng)Σ3的干擾狀態(tài)變量，#為￥的導數，W、H和V為定義的系數矩陣，數矩陣W中，矩陣 M表示為M= I-FtT1F，I為單位矩陣。
[0075] 步驟S103:設計干擾觀測器
[0076]本實施例步驟SlOl中在航天器動力學系統(tǒng)中引入了剛柔耦合動態(tài)干擾，需要對引 入的剛柔耦合動態(tài)干擾進行估值。本發(fā)明采用干擾觀測器對剛柔耦合動態(tài)干擾進行估值， 具體的干擾參測器的設計在下面具體說明。
[0077]干擾觀測器的設計步驟具體如下：
[0078] (1)構造航天器姿態(tài)角輸入矩罔
[0079] (2)將系統(tǒng)Σ 2轉化為狀態(tài)空間系統(tǒng)Σ 4，所述狀態(tài)空間系統(tǒng)Σ 4表述為：
陣；[0082] (3)借助量測輸出y設計干擾觀測器，干擾觀測器具體通過下式表述：
[0080]
[0081 ] A和B為系數矩陣，y為量測輸出，C為量測矩
[0083；
(1)
[0086] 其中，~ =1-1；，；；為干擾狀態(tài)變量界的估計值，^為~的導數。通過式（1)設計的
[0084] 其中，d,是剛柔耦合動態(tài)干擾do的估計值，V為輔助變量，；為輔助變量V的導數，y 為量測幹m.丨平;(#觀》丨翌捎益拓咗.平制I翌的觀遍誤差動態(tài)? 5表述為：
[0085] 干擾觀測器對剛柔耦合動態(tài)干擾do進行估計值$。
[0087] 步驟S104:設計動態(tài)輸出反饋Hoo控制器:
[0088]動態(tài)輸出反饋Hoo控制器具體通過下式表述：
[0089]
(..2).
[0090] 其中，m為動態(tài)輸出反饋Hoc控制器輸入，Xk為控制器狀態(tài)，Ax、Bx、Cx、D x為待定的控 制器參數矩陣，所述動態(tài)輸出反饋Hoo控制器對環(huán)境干擾進行抑制。
[0091] 步驟S105:干擾觀測器與動態(tài)輸出反饋Hoo控制器進行復合
[0092] 為了清楚的說明航天器的精細姿態(tài)控制，在航天器動力學系統(tǒng)中引入的剛柔耦合 動態(tài)干擾需要通過估計值進行補償。本發(fā)明中采用精細姿態(tài)控系統(tǒng)將干擾觀測器與動態(tài)輸 出反饋Hoo控制器進行復合對剛柔耦合動態(tài)干擾的估計值進行補償。
[0093] 本實施例中，具體地，將干擾觀測器的表達式（1)與動態(tài)輸出反饋H。?？刂破鞯谋磉_ 式(2)進行復合，得到撓性航天器精細姿態(tài)控制系統(tǒng)2 6，撓性航天器精細姿態(tài)控制系統(tǒng)Σ6 具體表述為：
[0094]
[0095] 其中，u為控制輸入，i為干擾觀測器對剛柔耦合動態(tài)干擾do的估計值。
[0096] 上述撓性航天器精細姿態(tài)控制系統(tǒng)Σ 6中，控制輸入u在動態(tài)輸出反饋H。?？刂破鬏?入U1的基礎上減掉干擾觀測器對剛柔耦合動態(tài)干擾do的估計值i；。干擾觀測器對剛柔耦合 動態(tài)干擾do的估計值&近似于剛柔耦合動態(tài)干擾do時，即J0 ? d(> ,實現撓性航天器精細姿態(tài) 控制系統(tǒng)Σ 6對剛柔耦合動態(tài)干擾通過剛柔耦合動態(tài)干擾do的估計值^進行補償。
[0097] 干擾控制器增益矩陣L和所述待定控制器參數矩陣4\3\、(^、0\通過凸優(yōu)化算法求 解，求解過程如下：
[0098] 聯立系統(tǒng)24、25和26，得到：
[0099]
[0100]
[0101]
[0102]其中，
[0103]
[0104]
[0105]
[0106]
[0107]
[0108] 結合這里披露的本發(fā)明的說明和實踐，本發(fā)明的其他實施例對于本領域技術人員 都是易于想到和理解的。說明和實施例僅被認為是示例性的，本發(fā)明的真正范圍和主旨均 由權利要求所限定。
【主權項】
1. 一種基于輸出反饋的曉性航天器精細姿態(tài)控制方法，其特征在于，所述控制方法包 括如下步驟： a) 搭建曉性航天器動力學系統(tǒng)Σ 1，將曉性航天器動力學系統(tǒng)Σ 1變換為曉性航天器動 力學系統(tǒng)Σ2,所述曉性航天器動力學系統(tǒng)Σ2引入航天器剛柔禪合動態(tài)干擾； b) 構造外部系統(tǒng)Σ 3，所述剛柔禪合動態(tài)干擾通過外部系統(tǒng)Σ 3進行描述； C)設計干擾觀測器，所述干擾觀測器對所述剛柔禪合動態(tài)干擾進行估值； d) 設計動態(tài)輸出反饋Ho?？刂破?； e) 將步驟C)中所訴的干擾觀測器與步驟d)中所述的動態(tài)輸出反饋Hoc控制器進行復合， 得到曉性航天器精細姿態(tài)控制系統(tǒng)Σ 6 ; 所述曉性航天器精細姿態(tài)控制系統(tǒng)Σ 6通過估值對剛柔禪合動態(tài)干擾進行補償。2. 根據權利要求1所述的控制方法，其特征在于，所述曉性航天器動力學系統(tǒng)Σι表述 為：其中，Θ為航天器姿態(tài)角，.苗為航天器姿態(tài)角Θ的二階導數，J為航天器轉動慣量，F為曉性 附件與本體的剛柔禪合矩陣，FT為所述剛柔禪合矩陣的轉置矩陣，U為控制輸入，山為環(huán)境干 擾力矩，η為曉性附件的模態(tài)，為曉性附件模態(tài)η的導數，為曉性附件模態(tài)η的二階導數， Cd為模態(tài)阻尼矩陣，Λ為剛度矩陣。3. 根據權利要求2所述的控制方法，其特征在于，所述模態(tài)阻尼矩陣Cd表示為Cd = diag 憐1?1}。= 1，2，..如，其中賦1模態(tài)階數點為模態(tài)阻尼，《1為模態(tài)頻率，所述剛度矩陣 八表不為Λ =成"《{印}(/ = 1,2,…Λ')。4. 根據權利要求1所述的控制方法，其特征在于，所述的系統(tǒng)Σ 2表述為：其中，S為航天器姿態(tài)角Θ的二階導數，J為航天器轉動慣量，F為曉性附件與本體的剛柔 禪合矩陣，FT為所述剛柔禪合矩陣的裝置矩陣，U為控制輸入，山為環(huán)境干擾力矩，η為曉性附 件的模態(tài)，^為曉性附件模態(tài)η的導數，Cd為模態(tài)阻尼矩陣，Λ為剛度矩陣。5. 根據權利要求1所述的控制方法，其特征在于，步驟b)中所述剛柔禪合動態(tài)干擾do表 示為過。二F (。八//)，其中，F為曉性附件與本體的剛柔禪合矩陣，Cd為模態(tài)阻尼矩陣，八 為剛度矩陣，η為曉性附件的模態(tài)，^為曉性附件模態(tài)η的導數； 所述外部系統(tǒng)Σ 3對剛柔禪合動態(tài)干擾do描述為：其中，V=[FA FCd]w為 外部系統(tǒng)Σ 3的干擾狀態(tài)變量，；；為*的導數，W、H和V為定義的系數矩陣，I為單位矩陣。6. 根據權利要求5所述的控制方法，其特征在于，所述系數矩陣W中，矩陣Μ表示為M= I- pTrip，其中，I為單位矩陣。7. 根據權利要求1所述的控制方法，其特征在于，步驟C)中所述干擾觀測器的設計步驟 如下： (1) 構造航天器姿態(tài)角輸入矩時(2) 將所述系統(tǒng)Σ 2轉化為狀態(tài)空間系統(tǒng)Σ 4，所述狀態(tài)空間系統(tǒng)Σ康述為：其中，A和B為系數矩陣，y為量測輸出，C為量測矩陣； (3) 借助量測輸出y設計干擾觀測器，所述干擾觀測器表述為：其中，(?α是剛柔禪合動態(tài)干擾do的估計值，V為輔助變量，;《為輔助變量V的導數，y為量測 輸出，L為干擾觀測器增益矩陣； 所述干擾控制器的觀測誤差動態(tài)Σ 5表述為：其中，Cw = W-W，W為干擾狀態(tài)變量W的估計值，為ew的導數。8. 根據權利要求1所述的控制方法，其特征在于，步驟d)中所述動態(tài)輸出反饋Hoc控制器 表述為：其中，山為動態(tài)輸出反饋Hoc控制器輸入，祉為控制器狀態(tài)，4、、8、、枯、山為待定的控制器 參數矩陣，所述動態(tài)輸出反饋Hoc控制器對環(huán)境干擾進行抑制。9. 根據權利要求1所述的控制方法，其特征在于，步驟e)中所述的曉性航天器精細姿態(tài) 控制系統(tǒng)Σ 6表述為：其中，u為控制輸入，ti。為所述干擾觀測器對所述剛柔禪合動態(tài)干擾do的估計值。10.根據權利要求1、5、7、8或9所述的控制方法，其特征在于，所述干擾控制器增益矩陣 L和所述待定控制器參數矩陣4、、8、、紅、山通過凸優(yōu)化算法求解，所述求解過程如下： 聯立系統(tǒng)S4、S5和S 6,得到：巫 22 = QiW巧CBV+ (QiW巧CBV) T，Φ 23 = (YCB+QiH)， 得到未知參數：
【文檔編號】G05D1/08GK105843244SQ201610389633
【公開日】2016年8月10日
【申請日】2016年6月2日
【發(fā)明人】郭雷, 喬建忠, 張然, 張培喜, 張大發(fā)
【申請人】北京航空航天大學