一种基于滑模干扰观测的航天器高精度姿态控制方法技术

一种基于滑模干扰观测的航天器高精度姿态控制方法，包括：确定航天器的姿态角误差、航天器的角速度误差；PD控制器根据航天器的姿态角误差、航天器的角速度误差，确定不考虑干扰时航天器系统的姿态控制力矩；利用干扰估计值、不考虑干扰时航天器系统的姿态控制力矩，确定考虑干扰时航天器系统的姿态控制力矩；利用总干扰、干扰时航天器系统的姿态控制力矩，确定航天器的三轴姿态角、航天器的角速度，进而完成航天器高精度姿态控制；干扰观测器利用航天器的三轴姿态角、航天器的角速度，确定干扰估计值，该干扰估计值反馈后，用于确定考虑干扰时航天器系统的姿态控制力矩，实现闭环控制。制。制。

【技术实现步骤摘要】
一种基于滑模干扰观测的航天器高精度姿态控制方法


[0001]本专利技术涉及一种基于滑模干扰观测的航天器高精度姿态控制方法，属于航天器控制


技术介绍

[0002]当代航天器承担着复杂的在轨任务，需要携带有各种大面积天线载荷，致使其结构更加复杂；其中挠性航天器高精度高稳定度姿态控制问题的难度与重要性日益凸显。航天器在运行过程中会持续受到来自外部和自身的各种干扰及不确定性的影响，当进行姿态控制时极易激发挠性附件的大幅振动，从而影响本体稳定性，上述问题给航天器的高性能姿态控制器设计工作提出了巨大的挑战。

技术实现思路

[0003]本专利技术要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，解决了未知干扰及模型不确定性情况下的航天器高精度姿态控制问题。
[0004]本专利技术目的通过以下技术方案予以实现：
[0005]一种基于滑模干扰观测的航天器高精度姿态控制方法，包括：
[0006]确定航天器的姿态角误差、航天器的角速度误差；
[0007]PD控制器根据航天器的姿态角误差、航天器的角速度误差，确定不考虑干扰时航天器系统的姿态控制力矩；
[0008]利用干扰估计值、不考虑干扰时航天器系统的姿态控制力矩，确定考虑干扰时航天器系统的姿态控制力矩；
[0009]利用总干扰、干扰时航天器系统的姿态控制力矩，确定航天器的三轴姿态角、航天器的角速度，进而完成航天器高精度姿态控制；
[0010]干扰观测器利用航天器的三轴姿态角、航天器的角速度，确定干扰估计值，该干扰估计值反馈后，用于确定考虑干扰时航天器系统的姿态控制力矩，实现闭环控制。
[0011]优选的，所述干扰观测器的具体形式为：
[0012][0013]其中，s称为辅助滑模量，为航天器控制系统的状态变量，表示航天器的三轴姿态角速度，ω＝[ω
x
ω
y
ω
z
]T
为航天器本体相对于惯性坐标系的三轴角速度矢量，ω
x
为滚动轴惯性角速度，ω
y
为俯仰轴惯性角速度，ω
z
为偏航轴惯性角速度，J为星体转动惯量矩阵，z为辅助状态变量，为干扰估计值，考虑干扰时的PD控制器输出为u，α、β、γ均为干扰估计系数，p>q且均为正奇数，sgn表示符号函数，符号
ω
×
为如下的反对称矩阵：
[0014][0015]优选的，不考虑干扰时PD控制器的输出u
c
具体为：
[0016][0017]其中，K
p
、K
d
均为3
×
3维正定对角控制增益矩阵，x
e1
＝θ
d
‑
θ，为航天器的姿态角误差，为航天器的角速度误差，θ
d
、分别为三轴期望姿态角和期望角速度，θ分别为航天器的三轴姿态角，x2×
＝ω
×
。
[0018]优选的，所述总干扰为：
[0019][0020]式中参数上方的点表示求导，d0为航天器所受的环境干扰力矩矢量，F
si
为3
×
n维模态振动与航天器体转动耦合系数矩阵，n为模态阶数，η
i
为n维挠性模态坐标，i＝1、2表示帆板编号，ξ
i
和Ω
i
为n维对角矩阵，分别表示挠性附件的阻尼比和模态频率矩阵。
[0021]优选的，所述考虑干扰时航天器系统的姿态控制力矩为：
[0022][0023]为干扰估计值，不考虑干扰时PD控制器的输出为u
c
。
[0024]一种基于滑模干扰观测的航天器高精度姿态控制系统，包括：PD控制器、航天器模型模块、干扰观测器、第一模块、第二模块；
[0025]第一模块，用于确定航天器的姿态角误差、航天器的角速度误差；
[0026]PD控制器根据航天器的姿态角误差、航天器的角速度误差，确定不考虑干扰时航天器系统的姿态控制力矩；
[0027]第二模块利用干扰估计值、不考虑干扰时航天器系统的姿态控制力矩，确定干扰时航天器系统的姿态控制力矩；
[0028]航天器模型模块利用总干扰、干扰时航天器系统的姿态控制力矩，确定航天器的三轴姿态角、航天器的角速度，进而完成航天器高精度姿态控制；
[0029]干扰观测器利用航天器的三轴姿态角、航天器的角速度，确定干扰估计值，反馈给第二模块，实现闭环控制。
[0030]本专利技术相比于现有技术具有如下有益效果：
[0031](1)本专利技术采用干扰观测器结合PD控制的方法处理挠性航天器姿态控制问题，可有效抑制干扰及挠性振动，提高控制系统的精度和稳定度；
[0032](2)本专利技术能够有效估计外界干扰等不确定动态特性，并将估计结果引入到控制系统中进行补偿，可有效增强系统的鲁棒性；
[0033](3)本专利技术采用改进的滑模干扰观测器估计外界干扰和挠性振动影响，可有效提升观测器的收敛速度；
[0034](4)本专利技术采用改进的滑模干扰观测器估计外界干扰和挠性振动影响，总干扰估计结果更符合实际干扰特性。
附图说明
[0035]图1是本专利技术提供的基于滑模干扰观测的航天器高精度姿态控制系统框图。
[0036]图2是本专利技术仿真图总干扰估计误差。
[0037]图3是本专利技术仿真图姿态滚动角。
[0038]图4是本专利技术仿真图姿态俯仰角。
[0039]图5是本专利技术仿真图姿态偏航角。
具体实施方式
[0040]为使本专利技术的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本专利技术的实施方式作进一步详细描述。
[0041]实施例1：
[0042]本专利技术提供一种基于滑模干扰观测的航天器高精度姿态控制方法，包含以下步骤：
[0043]根据挠性航天器动力学和运动学方程将系统简化成如下状态方程形式，即航天器模型如下；
[0044][0045]其中，x1＝θ、为航天器控制系统的状态变量，θ表示航天器的三轴姿态角，表示航天器的三轴姿态角速度，u为考虑干扰时的PD控制器输出，即由执行机构提供的航天器三轴控制力矩矢量，ω＝[ω
x ω
y ω
z
]T
为航天器本体相对于惯性坐标系的三轴角速度矢量，ω
x
为滚动轴惯性角速度，ω
y
为俯仰轴惯性角速度，ω
z
为偏航轴惯性角速度，J为星体转动惯量矩阵，为环境干扰、挠性振动影响及不确定性的总和，即总干扰，式中参数上方的点表示求导，d0为航天器所受的环境干扰力矩矢量，F
si
为3
×
n维模态振动与航天器体转动耦合系数矩阵，n为模态阶数，η
i
为n维挠性模态坐标，i＝1、2表示帆板编号，ξ
i
和Ω
i
为n维对角矩本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于滑模干扰观测的航天器高精度姿态控制方法，其特征在于，包括：确定航天器的姿态角误差、航天器的角速度误差；PD控制器根据航天器的姿态角误差、航天器的角速度误差，确定不考虑干扰时航天器系统的姿态控制力矩；利用干扰估计值、不考虑干扰时航天器系统的姿态控制力矩，确定考虑干扰时航天器系统的姿态控制力矩；利用总干扰、干扰时航天器系统的姿态控制力矩，确定航天器的三轴姿态角、航天器的角速度，进而完成航天器高精度姿态控制；干扰观测器利用航天器的三轴姿态角、航天器的角速度，确定干扰估计值，该干扰估计值反馈后，用于确定考虑干扰时航天器系统的姿态控制力矩，实现闭环控制。2.根据权利要求1所述的航天器高精度姿态控制方法，其特征在于，所述干扰观测器的具体形式为：其中，s称为辅助滑模量，为航天器控制系统的状态变量，表示航天器的三轴姿态角速度，ω＝[ω
x ω
y ω
z
]
T
为航天器本体相对于惯性坐标系的三轴角速度矢量，ω
x
为滚动轴惯性角速度，ω
y
为俯仰轴惯性角速度，ω
z
为偏航轴惯性角速度，J为星体转动惯量矩阵，z为辅助状态变量，为干扰估计值，考虑干扰时的PD控制器输出为u，α、β、γ均为干扰估计系数，p>q且均为正奇数，sgn表示符号函数，符号ω
×
为如下的反对称矩阵：3.根据权利要求2所述的航天器高精度姿态控制方法，其特征在于，不考虑干扰时PD控制器的输出u
c
具体为：其中，K
p
、K
d
均为3
×
3维正定对角控制增益矩阵，x
e1
＝θ
d
‑
θ，为航天器的姿态角误差，为航天器的角速度误差，θ
d
、分别为三轴期望姿态角和期望角速度，θ分别为航天器的三轴姿态角，4.根据权利要求2所述的航天器高精度姿态控制方法，其特征在于，所述总干扰为：式中参数上方的点表示求导，d0为航天器所受的环境干扰力矩矢量，F
si
为3
×
n维模态
振动与航天器体转动耦合系数矩阵，n为模态阶数，η
i
为n维挠性模态坐标，i＝1、2表示帆板编号，ξ
i
和Ω
i
为n维对角矩阵，分别表示挠性附件的阻尼比和模态频率矩阵。5.根据权利要求1所述的航天器高精度姿态控制...

【专利技术属性】
技术研发人员：张超，裴甲瑞，钟金凤，杨智颖，岳杨，陈秀梅，胡文坤，杨董，林扬皓，
申请(专利权)人：上海航天控制技术研究所，
类型：发明
国别省市：