一种充液柔性航天器自适应无角速度复合控制方法技术

本发明专利技术属于航天器控制技术领域，公开了一种充液柔性航天器自适应无角速度复合控制方法，所述充液柔性航天器自适应无角速度复合控制方法包括：确定经过命令光滑器的前馈指令四元数；确定航天器姿态的误差四元数；在航天器姿态参考坐标系下建立航天器姿态运动学模型及动力学模型；通过建立的航天器模型设计了一种自适应无角速度反馈的姿态机动退步控制器。本发明专利技术采用退步控制方法，设计姿态角速度观测器代替角速度信息进行反馈控制，设计命令光滑器对航天器在姿态机动过程中的液体晃动以及柔性附件的振动进行控制，从而使多体航天器完成姿态机动控制的同时抑制航天器中液体燃料的晃动以及柔性附件的振动。的晃动以及柔性附件的振动。的晃动以及柔性附件的振动。

【技术实现步骤摘要】
一种充液柔性航天器自适应无角速度复合控制方法


[0001]本专利技术属于航天器控制
，尤其涉及一种充液柔性航天器自适应无角速度复合控制方法。

技术介绍

[0002]目前，航天器姿态控制方法是航天器姿态控制系统的研究重点，随着航天技术的蓬勃发展，航天器携带的液体燃料相对于航天器总质量的比重相应增加，同时所携带的挠性附件也越来越大，对航天器的姿态控制以及稳定性造成了较大影响，在航天器的姿态机动过程中液体燃料的晃动和挠性附件的振动很有可能产生系统共振导致控制系统失效，甚至影响高精度的姿态机动任务，导致任务失败。因此在设计控制系统时，为尽量减小液体燃料晃动以及挠性附件振动对刚体航天器的耦合影响，提高航天器的稳定性，耦合航天器的控制系统在保证姿态稳定的前提下，如何尽量减小姿态机动时引起的液体晃动响应以及挠性附件的振动响应已经成为了一个重要课题。另一方面，传统的反馈控制方法需要系统的角速度信息进行反馈控制，但是在一些极端情况下系统的角速度信息很难测量准确或有效利用，如传感器故障等情况，此时就需要考虑设计无角速度反馈的姿态控制方法。
[0003]近年来，国内外众多学者提出了多种液体晃动和柔性附件振动的抑制方法以及无角速度测量的控制方法，如宋晓娟、岳宝增等采用输入成型理论对液体晃动进行抑制，设计的前馈控制器有效地减小了姿态机动时前两阶液体燃料晃动模态的位移响应；Subbarao和Akella采用一个一阶的角速度滤波器结合PD控制方法对航天器进行姿态控制；Gennaro采用无源理论设计了无角速度测量的控制方法等。但是一方面，多数控制方法只针对低阶模态进行晃动以及振动抑制，难以抑制无穷模态的晃动以及振动响应，尤其对于高阶模态，控制系统难以设计；另一方面，无角速度的控制系统设计也较为复杂。
[0004]通过上述分析，现有技术存在的问题及缺陷为：
[0005](1)传统的反馈控制方法需要系统的角速度信息进行反馈控制，但是在一些极端情况下系统的角速度信息很难测量准确或有效利用，如传感器故障等情况，此时就需要考虑设计无角速度反馈的姿态控制方法。
[0006](2)现有的多数控制方法只针对低阶模态进行晃动以及振动抑制，难以抑制无穷模态的晃动以及振动响应，尤其对于高阶模态，控制系统难以设计。
[0007](3)现有的无角速度的控制系统设计较为复杂。
[0008]解决以上问题及缺陷的难度为：
[0009](1)设计无角速度测量的控制系统的主要难点在于姿态观测器或者是角速度观测器的设计，且设计的观测器是简便的、占用星载计算机内存较小的；
[0010](2)姿态机动时引起的液体晃动以及柔性附件振动的抑制的主要难点在于设计的控制器需要能够抑制无穷阶模态的晃动以及振动，且不在机体上额外增加控制元件。
[0011]解决以上问题及缺陷的意义为：
[0012](1)航天器姿态机动控制过程中，角速度信息并不总是能够测量到的，如角速度测
量元件发生故障，或角速度信息音噪声影响其精度，本专利技术专利能够有效地加大航天器控制系统的鲁棒性，在角速度信息不可用时也可有效完成规定的姿态机动任务；同时进一步增加系统姿态机动时的稳定性，减少系统整体震荡。
[0013](2)本专利技术专利不需要增加额外的结构或者控制元件，所设计的基于前馈控制的命令光滑器可有效地抑制航天器机动过程中柔性附件的振动及液体燃料的晃动，所设计的复合控制策略方法简单可靠，只需要设计一个基频命令光华器就能抑制高于该频率的所有阶模态的振动。

技术实现思路

[0014]针对现有技术存在的问题，本专利技术提供了一种充液柔性航天器自适应无角速度复合控制方法，尤其涉及一种充液柔性航天器自适应无角速度复合控制方法及系统，旨在解决充液柔性航天器无角速度的控制问题以及液体晃动和柔性附件多模态振动的抑制问题。
[0015]本专利技术是这样实现的，一种充液柔性航天器自适应无角速度复合控制方法，其包括以下步骤：
[0016]步骤一，确定经过命令光滑器的前馈指令四元数经过命令光滑器的前馈指令四元数相比于初始指令四元数能够有效降低航天器机动过程中液体晃动以及柔性附件振动的位移响应。
[0017]步骤二，确定航天器姿态的误差四元数；航天器姿态的误差四元数用于反馈控制。
[0018]步骤三，在航天器姿态参考坐标系下建立航天器姿态运动学模型及动力学模型；通过建立的航天器模型来设计后续的控制器。
[0019]步骤四，通过建立的航天器模型设计航天器姿态机动退步控制器τ；
[0020]步骤五，在τ的基础上通过建立的航天器模型设计航天器自适应姿态机动退步控制器τ2；
[0021]步骤六，在τ2的基础上通过建立的航天器模型设计航天器自适应无角速度姿态机动退步控制器τ3。
[0022]进一步，步骤一中，所述命令光滑器设计为：
[0023][0024]其中，ω
k
为待设计的光滑器的系统频率，ζ
k
为待设计的系统阻尼，为系统的阻尼振荡周期，
[0025]设为航天器的初始指令四元数，[ε
0 ε
T
]T
＝[ε
0 ε
1 ε
2 ε3]T
为航天器的实际四元数，经过命令光滑器的前馈指令四元数由以下方法得到：
[0026][0027]其中，[ε0(0) ε
T
(0)]T
代表实际四元数的初始值，*代表卷积运算。
[0028]进一步，步骤二中，所述确定航天器姿态的误差四元数，包括：
[0029]设为航天器的误差四元数，则所述误差四元数的定义为：
[0030][0031]进一步，步骤三中，所述在航天器姿态参考坐标系下建立的航天器姿态运动学模型为：
[0032][0033]G(ε0,ε)＝[
‑
ε,ε0I3‑
ε
×
]；
[0034]其中，ω＝[ω
1 ω
2 ω3]T
为航天器角速度，[ε
0 ε
T
]T
＝[ε
0 ε
1 ε
2 ε3]T
为航天器的实际四元数，满足约束条件I3为3
×
3的单位矩阵。
[0035]所述航天器动力学模型为：
[0036][0037][0038][0039][0040][0041][0042][0043]其中，J
mb
∈R3×3是正定对称的转动惯量矩阵，T
d
∈R3是系统受到的集总干扰，δ
i
∈R3×3(i＝1,2)是第i阶液体晃动对刚体航天器的耦合矩阵，F∈R3×3是柔性附件振动对刚体航天器的耦合矩阵，C
i
∈R3×3、K
i
∈R3×3(i＝1,2)分别为第i阶液体晃动的阻尼矩阵与刚度矩阵，C3∈R3×3、K3∈R3×3分别为柔性附件振动的阻尼矩阵与刚度矩阵，η本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种充液柔性航天器自适应无角速度复合控制方法，其特征在于，所述充液柔性航天器自适应无角速度复合控制方法包括以下步骤：步骤一，确定经过命令光滑器的前馈指令四元数步骤二，确定航天器姿态的误差四元数；步骤三，在航天器姿态参考坐标系下建立航天器姿态运动学模型及动力学模型；步骤四，通过建立的航天器模型设计航天器姿态机动退步控制器τ；步骤五，通过建立的航天器模型设计航天器自适应姿态机动退步控制器τ2；步骤六，通过建立的航天器模型设计航天器自适应无角速度姿态机动退步控制器τ3。2.如权利要求1所述的一种充液柔性航天器自适应无角速度复合控制方法，其特征在于，步骤一中，所述命令光滑器设计为：其中，ω
k
为待设计的光滑器的系统频率，ζ
k
为待设计的系统阻尼，为系统的阻尼振荡周期，设为航天器的初始指令四元数，[ε
0 ε
T
]
T
＝[ε
0 ε
1 ε
2 ε3]
T
为航天器的实际四元数，经过命令光滑器的前馈指令四元数由以下方法得到：其中，[ε0(0) ε
T
(0)]
T
代表实际四元数的初始值，*代表卷积运算。3.如权利要求1所述的一种充液柔性航天器自适应无角速度复合控制方法，其特征在于，步骤二中，所述确定航天器姿态的误差四元数，包括：设为航天器的误差四元数，则所述误差四元数的定义为：4.如权利要求1所述的一种充液柔性航天器自适应无角速度复合控制方法，其特征在于，步骤三中，所述在航天器姿态参考坐标系下建立的航天器姿态运动学模型为：
G(ε0,ε)＝[
‑
ε,ε0I3‑
ε
×
]；其中，ω＝[ω
1 ω
2 ω3]
T
为航天器角速度，[ε
0 ε
T
]
T
＝[ε
0 ε
1 ε
2 ε3]
T
为航天器的实际四元数，满足约束条件四元数，满足约束条件I3为3
×
3的单位矩阵。所述航天器动力学模型为：所述航天器动力学模型为：所述航天器动力学模型为：所述航天器动力学模型为：所述航天器动力学模型为：所述航天器动力学模型为：所述航天器动力学模型为：其中，J
mb
∈R3×3是正定对称的转动惯量矩阵，T
d
∈R3是系统受到的集总干扰，δ
i
∈R3×3(i＝1,2)是第i阶液体晃动对刚体航天器的耦合矩阵，F∈R3×3是柔性附件振动对刚体航天器的耦合矩阵，C
i
∈R3×3、K
i
∈R3×3(i＝1,2)分别为第i阶液体晃动的阻尼矩阵与刚度矩阵，C3∈R3×3、K3∈R3×3分别为柔性附件振动的阻尼矩阵与刚度矩阵，η
i
∈R3(i＝1,2)为第i阶液体晃动的晃动位移，n∈R3为柔性附件的振动模态坐标，ψ
i
、ζ为中间变量，τ∈R3为三轴施加的控制力矩。5.如权利要求1所述的一种充液柔性航天器自适应无角速度复合控制方法，其特征在于，步骤四中，目标是在角速度信息可用、液体晃动响应以及柔性附件的振动响应已知的情况下设计航...

【专利技术属性】
技术研发人员：宋晓娟，吴涛涛，李雪松，吕书锋，任月颖，李灿鹏，吕跃东，何通杰，
申请(专利权)人：内蒙古工业大学，
类型：发明
国别省市：