一种欠驱动航天器角速度稳定的鲁棒控制方法技术

一种欠驱动航天器角速度稳定的鲁棒控制方法，针对带有两个推力器的欠驱动航天器，设计对系统的广义模型误差具有鲁棒性的角速度稳定控制律。首先建立了包含广义模型误差的系统模型，在理想欠驱动航天器角速度方程的基础上，得到包括系统惯量不确定性、执行机构安装误差以及角速度的测量误差等广义模型误差的系统动力学方程。然后针对推导的系统设计了一种鲁棒控制方法，并证明了全局渐近稳定。最后，引入同质系统的概念，分析并证明了该控制律使得原系统全局渐近稳定。该方法为实际工程应用的欠驱动航天器提供了理论基础，控制律形式简单。本发明专利技术可用于各类采用推力器的欠驱动航天器的角速度稳定的鲁棒控制。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及，实现了航天器在只具有两轴控制力矩输出能力的情况下，进行三轴角速度稳定控制的目的，属于欠驱动航天器部分姿态稳定控制的应用

技术介绍
欠驱动航天器是指独立控制输入个数少于航天器自由度个数的航天器。由于空间环境复杂恶劣，航天器长期运行后难免会产生故障，其中执行机构故障尤为常见。而对于小型航天器而言，由于体积、质量和经济成本的限制，往往不可能像大型航天器一样为提高可靠性而配置冗余的执行机构，在保证姿态控制任务顺利实现的前提下最小化执行机构显得特别有价值。因此，研究欠驱动航天器的姿态控制不仅为大型航天器的姿态控制系统提供一种故障预案，而且对小卫星和深空探测器等对质量、体积和经济成本有特别限制的航天器更具有特殊意义。在欠驱动航天器姿态控制问题的研究中需要考虑的实际工程因素包括系统惯量不确定性、外部干扰力矩、执行机构安装不确定性及执行机构输出力矩饱和等。这些工程因素对欠驱动航天器的姿态控制任务产生的影响与完全驱动的情况并无区别。只是欠驱动航天器应对这些干扰与不确定性的能力相对较弱，甚至受这些因素的影响很大，很难进行鲁棒性控制器设计。在这些因素的影响作用下，理想情况下设计的欠驱动航天器控制器不能直接应用于实际工程中。为了解决实际工程应用中采用推力器的欠驱动航天器角速度的稳定控制问题，本专利技术提出一种鲁棒控制方法。
技术实现思路
本专利技术的目的是针对现有控制技术中，对实际工程因素影响下的欠驱动系统研究的不足，提供了一 种欠驱动航天器角速度稳定的鲁棒控制方法，它实现了航天器在只具有两轴姿态控制力矩输出能力的情况下，在有系统转动惯量不确定性、本体坐标系不确定性、 推力器安装不确定性以及推力器安装误差导致的干扰力矩等广义模型误差时，进行三轴角速度稳定控制的目的。因此，首先建立这些因素的模型，假定这些干扰因素的影响都是小量 (这与工程实际相符)，在理想欠驱动航天器角速度方程的基础上，得到了包括系统转动惯量不确定性、本体坐标系不确定性、推力器安装不确定性以及推力器安装误差导致的干扰力矩等广义模型误差的系统动力学方程。然后针对推导的系统动力学方程设计了一种鲁棒控制方法，并证明了全局渐近稳定。最后，引入同质系统的概念，分析并证明了该鲁棒控制律能使原系统全局渐近稳定。本专利技术为实际工程应用中的欠驱动航天器稳定控制方案提供了解决办法，具有极大的工程实用价值。本专利技术，是基于推力器实现。该方法的实现步骤如下步骤一建立包含广义模型误差的系统方程在有两个有效力矩驱动的情况下，欧拉角速度方程如式(I)所示权利要求1. ，其特征在于步骤如下步骤一建立包含广义模型误差的系统方程在有两个有效力矩驱动的情况下，欧拉角速度方程如式(I)所示Jm + {o'Jw = Βr(I)其中，ω表示航天器本体系相对于惯性系的角速度在本体坐标系下的表述； 表示对 ω进行一次时间求导；ωχ表示叉乘运算的反对称矩阵J=CliagIJ1, J2，J3I表示航天器的转动惯量J1, J2, J3分别表示为航天器本体坐标系的X，1，ζ轴上的转动惯量分量^1, τ 2分别表示航天器的推力器在本体轴上产生的两个力矩分量；矩阵B e R3x2表述了力矩τ P τ 2 在航天器本体系的安装方位；受实际工程因素的影响，参数ω会不精确，而测量坐标系武中的实际测量角速度 是可以精确测量的，其表示航天器的测量本体系相对于惯性系的角速度在测量本体坐标系下的表述，假设表示为本体坐标系Fb到测量坐标系爲的坐标转换矩阵，那么ω和 的关系如式⑵所示 = RWi0(2)假设转动惯量的实际测量值为J =，同时考虑推力器产生的两个实际测量力矩 导致的控制量干扰，更精确地考虑推力器的安装位置及力矩方向的实际测量矩阵 B，为了便于计算，假设安装位置表示如式(3)所示O'O I(3)O O其中，I代表该安装位置有力矩作用，O代表该安装位置无力矩作用；此时测量系统表示为式(4)所示 χ 二 λ 2 )ζ +^-■Λ 2 = a2SxS\ +^r-(4)J2 3 = S3S1Sj2其中， ,分别表不6在航天器本体坐标系的χ，y，ζ轴上的角速度分量， S1 = (J2 -J,)IJ1A2 = (Λ-Λ)/Λ a = Οι -Λ)A;在条件-/3| ^存在的情况下，其中警—_/3|分别表示对求二次范数，ε是任意小量，即假定广义模型误差对系统的影响都是小量，针对实际测量系统设计反馈控制律如式(5)所示Τ( ) = (T1(A)J2(A))⑶其中， )表示由力矩 ,(0)和4(0)组成的力矩向量；使得系统关于稳定点ω = O渐近稳定，即系统对广义模型误差具有鲁棒性；将式(2)代入式(5)，得到如式(6)所示T{CO) = [T1 {CO),T2(ω)) = (f, (Rf Kω), T2(R·^. ω))(6)其中，Τ(ω)表示由力矩τ Jco)和τ 2(ω)组成的力矩向量；步骤二 针对包含广义模型误差的测量模型设计控制律针对实际测量系统，设计如下控制律，如式(7)所示2.根据权利要求1所述的，其特征在于步骤一中所述的广义模型误差是指系统转动惯量不确定性、本体坐标系不确定性、推力器安装不确定性以及推力器安装误差导致的干扰力矩。全文摘要，针对带有两个推力器的欠驱动航天器，设计对系统的广义模型误差具有鲁棒性的角速度稳定控制律。首先建立了包含广义模型误差的系统模型，在理想欠驱动航天器角速度方程的基础上，得到包括系统惯量不确定性、执行机构安装误差以及角速度的测量误差等广义模型误差的系统动力学方程。然后针对推导的系统设计了一种鲁棒控制方法，并证明了全局渐近稳定。最后，引入同质系统的概念，分析并证明了该控制律使得原系统全局渐近稳定。该方法为实际工程应用的欠驱动航天器提供了理论基础，控制律形式简单。本专利技术可用于各类采用推力器的欠驱动航天器的角速度稳定的鲁棒控制。文档编号G05B13/00GK102998975SQ20121058122公开日2013年3月27日 申请日期2012年12月27日 优先权日2012年12月27日专利技术者金磊, 张军, 徐世杰, 邢琰, 王冬霞, 唐强 申请人:北京航空航天大学本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种欠驱动航天器角速度稳定的鲁棒控制方法，其特征在于：步骤如下：步骤一：建立包含广义模型误差的系统方程在有两个有效力矩驱动的情况下，欧拉角速度方程如式(1)所示：Jω·+ω×Jω=Bτ1τ2T---(1)其中，ω表示航天器本体系相对于惯性系的角速度在本体坐标系下的表述；表示对ω进行一次时间求导；ωx表示叉乘运算的反对称矩阵；J=diag{J1,J2,J3}表示航天器的转动惯量；J1,J2,J3分别表示为航天器本体坐标系的x，y，z轴上的转动惯量分量；τ1,τ2分别表示航天器的推力器在本体轴上产生的两个力矩分量；矩阵B∈R3×2表述了力矩τ1，τ2在航天器本体系的安装方位；受实际工程因素的影响，参数ω会不精确，而测量坐标系中的实际测量角速度是可以精确测量的，其表示航天器的测量本体系相对于惯性系的角速度在测量本体坐标系下的表述，假设表示为本体坐标系Fb到测量坐标系的坐标转换矩阵，那么ω和的关系如式(2)所示：ω·=RF^bFbω---(2)假设转动惯量的实际测量值为同时考虑推力器产生的两个实际测量力矩导致的控制量干扰，更精确地考虑推力器的安装位置及力矩方向的实际测量矩阵为了便于计算，假设安装位置表示如式(3)所示：B^=100100---(3)其中，1代表该安装位置有力矩作用，0代表该安装位置无力矩作用；此时测量系统表示为式(4)所示：ω^·1=a^1ω^2ω^3+τ^1J^1ω^·2=a^2ω^3ω^1+τ^2J^2ω^·3=a^3ω^1ω^2---(4)其中，分别表示在航天器本体坐标系的x，y，z轴上的角速度分量，a^1=(J^2-J^3)/J^1,a^2=(J^3-J^1)/J^2,a^3=(J^1-J^2)/J^3;在条件存在的情况下，其中分别表示对求二次范数，ε是任意小量，即假定广义模型误差对系统的影响都是小量，针对实际测量系统设计反馈控制律如式(5)所示：T^(ω^)=(τ^1(ω^),τ^2(ω^))---(5)其中，表示由力矩和组成的力矩向量；使得系统关于稳定点ω＝0渐近稳定，即系统对广义模型误差具有鲁棒性；将式(2)代入式(5)，得到如式(6)所示：T(ω)=(τ1(ω),τ2(ω))=(τ^1(RF^bFbω),τ^2(RF^bFbω))---(6)其中，T(ω)表示由力矩τ1(ω)和τ2(ω)组成的力矩向量；步骤二：针对包含广义模型误差的测量模型设计控制律针对实际测量系统，设计如下控制律，如式(7)所示：τ^1(ω^)=J^1(-a^1ω^2ω^3+λa^3ω^1ω^2-k1(ω^1-λω^3)|ω^1-λω^3|)τ^2(ω^)=J^2(-(a^2+μa^3)ω^3ω^1-k2ω^2|ω^2|)---(7)其中，和分别表示和的绝对值，λ，μ，k1,k2为系统常数，且满足λ≠0,μ>0,k1>0,k2>0；实际测量系统在控制律的作用下是全局渐近稳定的，闭环系统如式(8)所示：ω^·1=λa^3ω^1ω^2-k1(ω^1-λω^3)|ω^1-λω^3|ω^·2=-μω^3ω^3ω^1-k2ω^2|ω^2|ω^·3=a^3ω^1ω^2---(8)取李雅普诺夫函数，如式(9)所示：V(ω^)=12(ω^1-λω^3)2+12ω^22+μ2ω^32---(9)其中，表示为系...

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：金磊，张军，徐世杰，邢琰，王冬霞，唐强，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：