基于扩张干扰观测器的柔性航天器姿轨跟踪控制方法技术

基于扩张干扰观测器的柔性航天器姿轨跟踪控制方法，涉及航空航天技术领域，针对现有技术中在柔性航天器跟踪控制过程中的抗干扰能力和精确性较差的问题，首先，建立含有集总干扰的柔性航天器的相对运动学和动力学模型；其次，设计扩张干扰观测器，对系统模型中的集总干扰进行估计；最后，将集总干扰估计值引入系统反馈环节，结合反步法，设计基于扩张干扰观测器的姿轨一体化跟踪控制器。本申请能够实现对集总干扰的估计和补偿，采用给定控制率可使航天器位姿跟踪到给定的目标航天器的期望位姿，并保证一定的控制器动态性能，提升柔性航天器跟踪控制过程中的抗干扰能力和精确性。航天器跟踪控制过程中的抗干扰能力和精确性。航天器跟踪控制过程中的抗干扰能力和精确性。

Attitude and orbit tracking control method of flexible spacecraft based on extended disturbance observer

【技术实现步骤摘要】
基于扩张干扰观测器的柔性航天器姿轨跟踪控制方法


[0001]本专利技术涉及航空航天
，具体为基于扩张干扰观测器的柔性航天器姿轨跟踪控制方法。

技术介绍

[0002]未来航天器在电子设备方面，如在电路、传感器和执行器的设计上在愈加趋于大功率化的同时，也向着小型化发展。而传统的基于太阳能转换的动力子系统，即星载的太阳能阵列却不易实现小型化，反而在航天器电子设备的升级换代中越来越向大型化发展，这就导致阵列相对航天器整体的重量、体积和成本方面所占的比重越来越大，因此大功率卫星上的太阳能阵列一般具有非常长的翼展。这种太阳翼一般具有较高的柔性和较低的固有频率。当太阳能阵列受到控制回路动力学或机动加速度的激励，太阳能阵列的振动将会对整星动力学产生扰动，进而可能会影响到卫星的稳定，因此有必要在姿轨控制器的设计中考虑太阳能阵列柔性的影响。
[0003]尽管目前已经开发了各种用于处理各种形式的空间干扰和模型不确定性的控制器，但这些控制器仅应用于航天器3自由度的姿态控制领域，关于6自由度姿轨耦合下航天器的一体化跟踪控制的研究上，一般基于航天器的刚体假设，很少有针对SE(3)上各种干扰，尤其是在柔性附件的振动干扰，进行抗干扰设计。正因如此，在柔性航天器跟踪控制过程中的抗干扰能力和精确性较差。

技术实现思路

[0004]本专利技术的目的是：针对现有技术中在柔性航天器跟踪控制过程中的抗干扰能力和精确性较差的问题，提出基于扩张干扰观测器的柔性航天器姿轨跟踪控制方法。
[0005]本专利技术为了解决上述技术问题采取的技术方案是：
[0006]基于扩张干扰观测器的柔性航天器姿轨跟踪控制方法，包括以下步骤：
[0007]步骤一：获取目标航天器和追踪航天器的动力学特征，并基于李群SE(3)框架以及几何力学分别建立目标航天器的姿轨动力学模型和追踪航天器的姿轨动力学模型；
[0008]步骤二：针对所建立的追踪航天器的姿轨动力学模型，分离出集总干扰，得到追踪航天器的姿轨动力学模型等效模型，基于追踪航天器的姿轨动力学等效模型和目标航天器的姿轨动力学模型建立目标航天器和追踪航天器的相对动力学模型；
[0009]所述集总干扰包括追踪航天器机动期间柔性阵列的振动、考虑燃料损耗导致的惯量和质量的不确定性以及空间环境扰动；
[0010]步骤三：基于目标航天器和追踪航天器的相对动力学模型设计扩张干扰观测器，并利用扩张干扰观测器对集总干扰进行估计，得到干扰估计值；
[0011]步骤四：基于干扰估计值，并利用反步法设计基于扩张干扰观测器的柔性航天器姿轨一体化控制器，利用基于扩张干扰观测器的柔性航天器姿轨一体化控制器完成跟踪控制。
[0012]进一步的，所述目标航天器的姿轨动力学模型表示为：
[0013][0014][0015][0016][0017][0018][0019][0020]其中，下角标(
·
)
t
表示目标航天器的状态参数，下角标(
·
)
c
表示追踪航天器的状态参数，ξ为航天器的运动速度旋量，为航天器所受外力旋量，ω为航天器的角速度矢量，v为航天器的速度矢量，τ为施加在航天器上的力矩矢量，f为施加在航天器上的力矢量，J为航天器的空间惯性矩阵，为航天器的惯性张量矩阵，m为航天器的质量，[ad(
·
)]为SE(3)的李代数se(3)的伴随矩阵，I3为3阶单位矩阵，指数坐标其中和分别为姿态和位置的指数坐标，为航天器指数坐标矢量的时间导数，为航天器速度旋量的时间导数，G(ρ)为关于α1(θ)，α2(θ)，A1(θ)，A2(θ)的函数矩阵，α1(θ)，α2(θ)，A1(θ)，A2(θ)是关于θ的函数，θ为姿态指数坐标Θ的模，g为齐次矩阵。
[0021]进一步的，所述追踪航天器的姿轨动力学模型表示为：
[0022][0023][0024][0025][0026]其中，ξ
c
为速度旋量，u为控制力旋量，为重力梯度项，d
ce
为空间环境干扰力旋量，J0为标称空间惯性矩阵，为空间惯量不确定量，η为阵列模态坐标矢量，K为阵列的刚度矩阵，w
i
为阵列第i阶模态振动频率；ζ
i
为阵列第i阶模态阻尼系数，Nm为模态截断的阶数，m
eff
为模态有效质量矩阵；
i
m
eff
为柔性阵列对第i阶模态在6个激励方向的质量贡献矩阵，为模态速度矢量，为模态速度矢量的时间导数，为追踪航天器的惯量不确定性矩阵，Δm
c
为追踪航天器的质量不确定值，J
coup
为追踪航天器的刚柔耦合空间惯性矩阵，Y为角速度耦合矩阵，表示角速度与模态速度的耦合矩阵，δ为相对于航天器体坐标系的刚柔耦合矩阵，为SE(3)上的伴随变换矩阵。
[0027]进一步的，所述目标航天器的姿轨动力学模型和追踪航天器的姿轨动力学模型中所受外力类型分别为：
[0028][0029][0030]其中，为重力梯度力旋量，为目标航天器的重力梯度力旋量，为追踪航天器的重力梯度力旋量，表示追踪航天器所受到的相对于追踪航天器体系的力旋量，d
te
为目标航天器空间环境干扰，d
ce
为追踪航天器的空间环境干扰，r为地心至航天器的标量距离，为相对于航天器体坐标系下的地心与航天器间的位置矢量，tr(
·
)表示矩阵(
·
)的迹，μ为地球的引力参数值，τ
gg
和f
gg
分别为航天器所受到的力矩和力。
[0031]进一步的，所述追踪航天器的姿轨动力学模型等效模型表示为：
[0032][0033][0034][0035]其中，d为集总干扰，D为柔性阵列的阻尼矩阵，为J
coup
的逆，为的逆，ΔJ
‑1为ΔJ的逆。
[0036]进一步的，所述目标航天器和追踪航天器的相对动力学模型表示为：
[0037][0038][0039]其中，为相对指数坐标的时间导数，为相对速度旋量的时间导数，H为追踪航天器体系下目标航天器的速度旋量，为H的时间导数，h＝(g
t
)
‑1g
c
为两航天器间的相对位姿误差，为伴随变换矩阵。
[0040]进一步的，所述扩张干扰观测器表示为：
[0041][0042][0043]其中，z为定义的中间变量，矩阵A、C、L分别为：
[0044][0045]进一步的，所述柔性航天器姿轨一体化控制器表示为：
[0046][0047]其中，为相对速度旋量与虚拟输出值间的误差，s1，s2为控制器增益，为集总干扰估计值。
[0048]本专利技术的有益效果是：
[0049]本申请能够实现对集总干扰的估计和补偿，采用给定控制率可使航天器位姿跟踪到给定的目标航天器的期望位姿，并保证一定的控制器动态性能，本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.基于扩张干扰观测器的柔性航天器姿轨跟踪控制方法，其特征在于包括以下步骤：步骤一：获取目标航天器和追踪航天器的动力学特征，并基于李群SE(3)框架以及几何力学分别建立目标航天器的姿轨动力学模型和追踪航天器的姿轨动力学模型；步骤二：针对所建立的追踪航天器的姿轨动力学模型，分离出集总干扰，得到追踪航天器的姿轨动力学模型等效模型，基于追踪航天器的姿轨动力学等效模型和目标航天器的姿轨动力学模型建立目标航天器和追踪航天器的相对动力学模型；所述集总干扰包括追踪航天器机动期间柔性阵列的振动、考虑燃料损耗导致的惯量和质量的不确定性以及空间环境扰动；步骤三：基于目标航天器和追踪航天器的相对动力学模型设计扩张干扰观测器，并利用扩张干扰观测器对集总干扰进行估计，得到干扰估计值；步骤四：基于干扰估计值，并利用反步法设计基于扩张干扰观测器的柔性航天器姿轨一体化控制器，利用基于扩张干扰观测器的柔性航天器姿轨一体化控制器完成跟踪控制。2.根据权利要求1所述的基于扩张干扰观测器的柔性航天器姿轨跟踪控制方法，其特征在于所述目标航天器的姿轨动力学模型表示为：征在于所述目标航天器的姿轨动力学模型表示为：征在于所述目标航天器的姿轨动力学模型表示为：征在于所述目标航天器的姿轨动力学模型表示为：征在于所述目标航天器的姿轨动力学模型表示为：征在于所述目标航天器的姿轨动力学模型表示为：征在于所述目标航天器的姿轨动力学模型表示为：其中，下角标(
·
)
t
表示目标航天器的状态参数，下角标(
·
)
c
表示追踪航天器的状态参数，ξ为航天器的运动速度旋量，为航天器所受外力旋量，ω为航天器的角速度矢量，v为航天器的速度矢量，τ为施加在航天器上的力矩矢量，f为施加在航天器上的力矢量，J为航天器的空间惯性矩阵，为航天器的惯性张量矩阵，m为航天器的质量，[ad
(
·
)
]为SE(3)的李代数se(3)的伴随矩阵，I3为3阶单位矩阵，指数坐标其中和分别为姿态和位置的指数坐标，为航天器指数坐标矢量的时间导数，为航天器速度旋量的时间导数，G(ρ)为关于α1(θ)，α2(θ)，A1(θ)，A2(θ)的函数矩阵，α1(θ)，α2(θ)，A1(θ)，A2(θ)是关于θ的函数，θ为姿态指数坐标Θ的模，g为齐次矩阵。
3.根据权利要求2所述的基于扩张干扰观测器的柔性航天器姿轨跟踪控制方法，其特征在于所述追踪航天器的姿轨动力学模型表示为：征在于所述追踪航天器的姿轨动力学模型表示为：征在于所述追踪航天器的姿轨动力学模型表示为：征在于所述追踪航天器的姿轨动力学模型表示为：其中，ξ
c
为速度旋量，u为控制力旋量，为重力梯度项，d
ce
为空间环境干扰力旋量，J0为标称空间惯性矩阵，为...

【专利技术属性】
技术研发人员：李化义，曹芊，马晨，安诗宇，何文韬，张迎春，
申请(专利权)人：哈尔滨工业大学，
类型：发明
国别省市：