專(zhuān)利名稱(chēng)：一種復(fù)雜撓性航天器模糊奇異攝動(dòng)建模與姿態(tài)控制方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種復(fù)雜撓性航天器模糊奇異攝動(dòng)建模與姿態(tài)控制方法，屬于航天器 控制技術(shù)領(lǐng)域。特別適用于帶有撓性附件的復(fù)雜航天器甚高精度控制，也可用于機(jī)器人、電 力系統(tǒng)及鉆井平臺(tái)等其他非線(xiàn)性撓性系統(tǒng)或多時(shí)標(biāo)系統(tǒng)的建模與高精度控制。
背景技術(shù)：
復(fù)雜撓性航天器是指帶有多個(gè)可伸縮的撓性附件、可增減和活動(dòng)的大型部件(太 陽(yáng)翼、通信天線(xiàn)或遙感天線(xiàn)等)的大型航天器。航天器附件不僅相對(duì)其主體作剛性轉(zhuǎn)動(dòng)，而 且自身也會(huì)產(chǎn)生撓性振動(dòng)，從而影響航天器的姿態(tài)，甚至使其失穩(wěn)。另外，航天器燃料的消 耗、太陽(yáng)帆板的轉(zhuǎn)動(dòng)以及有效載荷的運(yùn)動(dòng)也會(huì)引起其慣量參數(shù)的變化。如何克服撓性振動(dòng)、 參數(shù)不確定性及外界干擾，保證航天器甚高精度姿態(tài)控制是國(guó)內(nèi)外學(xué)者研究熱點(diǎn)。近年來(lái)，剛性航天器的姿態(tài)控制研究有了很大進(jìn)展，但這些方法很難直接應(yīng)用于 撓性情形。目前，撓性航天器的姿態(tài)控制研究尚處于初步階段，分為傳統(tǒng)建模與控制和模糊 建模與控制兩種。傳統(tǒng)建模方法的缺點(diǎn)1)、只能描述撓性附件與中心體之間夾角為某定值 時(shí)的系統(tǒng)模態(tài)，故保守性強(qiáng)；2)、撓性附件引起的撓性振動(dòng)被視為干擾輸入，相比于剛性航 天器的控制，只是增強(qiáng)了干擾程度，故很難得到甚高精度控制性能。模糊建模將撓性模態(tài)變 量作為狀態(tài)方程中的部分狀態(tài)變量，能夠描述撓性附件與中心體之間夾角為任意值時(shí)的系 統(tǒng)模態(tài)，但由于未做時(shí)標(biāo)分解，易引起狀態(tài)方程系數(shù)矩陣的奇異性，從而產(chǎn)生數(shù)值求解過(guò)程 中的病態(tài)問(wèn)題。另外，以上研究均未提出抑制撓性振動(dòng)與外界干擾的有效措施。隨著對(duì)航 天器姿態(tài)精度要求的提高，研究復(fù)雜撓性航天器甚高精度姿態(tài)控制方法具有重要意義。奇異攝動(dòng)技術(shù)是研究多時(shí)標(biāo)系統(tǒng)的典型方法。該技術(shù)將研究對(duì)象分為慢、快兩個(gè) 子系統(tǒng)，對(duì)慢、快子系統(tǒng)分別設(shè)計(jì)控制器或者對(duì)包括慢、快子系統(tǒng)的整體系統(tǒng)設(shè)計(jì)控制器， 從而避免由快變量引起的系統(tǒng)振動(dòng)和系統(tǒng)狀態(tài)方程系數(shù)矩陣的奇異性。目前非線(xiàn)性奇異攝 動(dòng)系統(tǒng)(Singularly Perturbed Systems，簡(jiǎn)稱(chēng)SPSs)控制研究主要有兩種方法，即傳統(tǒng)控 制方法和基于線(xiàn)性矩陣不等式(Linear Matrix Inequality，簡(jiǎn)稱(chēng)LMI)的模糊奇異攝動(dòng)建 模與控制策略。前者對(duì)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)的假設(shè)較多，而后者結(jié)構(gòu)假設(shè)少、推導(dǎo)簡(jiǎn)單、易實(shí)現(xiàn)?；?LMI的模糊SP^W分析與控制研究主要概括為兩類(lèi)，即與攝動(dòng)參數(shù)ε無(wú)關(guān)的研究和與攝動(dòng) 參數(shù)ε有關(guān)的結(jié)果，其中考慮系統(tǒng)參數(shù)不確定情形的研究為少數(shù)，而且將模糊奇異攝動(dòng)技 術(shù)應(yīng)用于復(fù)雜撓性航天器姿態(tài)控制的成果還未發(fā)現(xiàn)。值得一提的是，目前控制系統(tǒng)靜態(tài)輸 出反饋控制器設(shè)計(jì)均采用迭代LMI方法，此方法依賴(lài)于初始值的選取，而目前還沒(méi)有行之 有效的選取初值方法。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是為解決復(fù)雜撓性航天器在外太空中低軌道運(yùn)行時(shí)，現(xiàn)有控制方法 無(wú)法消除撓性附件引起的撓性振動(dòng)和外界干擾引起的穩(wěn)態(tài)誤差的問(wèn)題，提出一種復(fù)雜撓性 航天器模糊奇異攝動(dòng)建模與姿態(tài)穩(wěn)定控制方法。
本發(fā)明的技術(shù)方案是一種復(fù)雜撓性航天器模糊奇異攝動(dòng)建模與姿態(tài)控制方法， 該方法基于不確定性標(biāo)準(zhǔn)離散模糊奇異攝動(dòng)模型，設(shè)計(jì)魯棒組合控制器，實(shí)現(xiàn)復(fù)雜撓性航 天器甚高精度姿態(tài)穩(wěn)定控制，組合控制器由靜態(tài)輸出反饋控制器和輸出積分器組成。根據(jù) 復(fù)雜撓性航天器動(dòng)力學(xué)模型與運(yùn)動(dòng)學(xué)模型，采用模糊邏輯與奇異攝動(dòng)技術(shù)相結(jié)合的方法， 將該航天器的狀態(tài)變量分為快慢變量，即將姿態(tài)角與姿態(tài)角速度作為慢變量，將撓性附件 的模態(tài)及其一階導(dǎo)數(shù)作為快變量，建立航天器不確定性連續(xù)模糊奇異攝動(dòng)模型，具體包括 以下步驟步驟1.根據(jù)現(xiàn)有的復(fù)雜撓性衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)方程和運(yùn)動(dòng)學(xué)方程，建立模糊奇異攝動(dòng) 模型1. 1)、建立不確定性連續(xù)模糊奇異攝動(dòng)模型采用歐拉法建立復(fù)雜撓性衛(wèi)星運(yùn)動(dòng)學(xué)模型，根據(jù)該運(yùn)動(dòng)學(xué)模型和現(xiàn)有的復(fù)雜撓性 衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)方程，結(jié)合模糊邏輯和奇異攝動(dòng)技術(shù)，以復(fù)雜撓性衛(wèi)星的三軸姿態(tài)角和姿態(tài)角 速度作為慢變量，撓性部件的模態(tài)變量及其一階導(dǎo)數(shù)作為快變量，對(duì)復(fù)雜撓性衛(wèi)星進(jìn)行時(shí) 標(biāo)分解，建立復(fù)雜衛(wèi)星不確定性連續(xù)模糊奇異攝動(dòng)模型；規(guī)則i 如果、是Cjii那么Eb.x(t) = (4 + M1 )x(t) + Βμ{ ) + DiWit)y(t) = Cx (t) 其中，忌=，0 < ε < 1為奇異攝動(dòng)參數(shù)，狀態(tài)變量x(t)
=[xs(t) xf(t)]T,慢狀態(tài)變量^⑴=[識(shí)θ ψ ωχ ωγ ωζ]Τ，快狀態(tài)變量
= Irs iis 7Irsf ‘ ηis = [ nisl nis2— nisJT, ηrs = [ ηrsl nrs2— nrsm]T, m^ 模態(tài)的階數(shù)；u(t) e R3xi為輸入，即作用在衛(wèi)星上的外力矩列陣，w(t) e R3xi為干擾，Ai, Bi, Di為適當(dāng)維數(shù)常數(shù)矩陣，AAi為適當(dāng)維數(shù)不確定矩陣，C= [I6X6 O6xi2]；1. 2)、建立不確定性標(biāo)準(zhǔn)離散模糊奇異攝動(dòng)模型將以上連續(xù)模糊奇異攝動(dòng)模型，離散化成不確定性標(biāo)準(zhǔn)離散模糊奇異攝動(dòng)模型規(guī)則i 如果、是那么χ (k+1) = E ε (Adi+ Δ Adi) χ (k) +E ε BdiU (k) +E ε DdiW (k)y (k) = Cx (k)for i = 1,2，...r.其中，α i為撓性部件相對(duì)中心體的轉(zhuǎn)角，Vi為模糊集合，h為采樣時(shí)間，
Α = E-^ Bdi = Rf IhoE-^dzBi ,Ddi = Ef。給定[X(t) ；u(t) ；w (t)]，應(yīng)用標(biāo)準(zhǔn)模糊推理方法，得到全局模糊奇異攝動(dòng)模型χ (k+1) = Εε (Ad(y ) + AAd(y ))x(k)+EEBd(y )u(k)+EEDd(y )w(k)y (k) = Cx (k)for i = 1,2，...r. 其中，r為規(guī)則數(shù)，μ (Qi)是相應(yīng)的隸屬度函數(shù) j =i = 1,2,…
M11 M17Pu其中，Y11J22J11A2S適當(dāng)維數(shù)的對(duì)稱(chēng)正定矩陣，M= οΠ m2 ,P= ，M11, M22，N為適當(dāng)維數(shù)的對(duì)稱(chēng)正定矩陣，M12，P11, L為適當(dāng)維數(shù)的矩陣；步驟7.將所得控制器Matlab代碼傳化為C語(yǔ)言代碼，植入撓性航天器控制系統(tǒng)， 控制撓性航天器的姿態(tài)穩(wěn)定控制。本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)1)、在國(guó)內(nèi)外，首次采用模糊奇異攝動(dòng)建模與控制技術(shù)，研究復(fù)雜撓性航天器建模 與甚高精度姿態(tài)穩(wěn)定控制問(wèn)題。2)、該方法有效克服撓性振動(dòng)和系統(tǒng)參數(shù)不確定性，并能減小外干擾引起的穩(wěn)態(tài) 誤差，達(dá)到甚高精度姿態(tài)穩(wěn)定控制。3)、有別于現(xiàn)存的基于Lyapimov函數(shù)的穩(wěn)定性分析方法，本發(fā)明基于譜范數(shù)的穩(wěn)
Ad (β) = Σ A )Adr ’Md (P) = Σ A )Mdr，Bd (β) = Σ A (A ，Dd (β) = Σ A )Ddr ；步驟2、對(duì)被控對(duì)象的輸出進(jìn)行積分，并將其用狀態(tài)方程描述；步驟3、結(jié)合標(biāo)準(zhǔn)離散模糊奇異攝動(dòng)模型和輸出積分器的狀態(tài)方程，建立復(fù)雜航天 器的增廣離散模糊奇異攝動(dòng)模型步驟4.根據(jù)上述步驟建立的復(fù)雜撓性衛(wèi)星增廣離散模糊奇異攝動(dòng)模型，提出包 括靜態(tài)輸出反饋控制律和輸出積分律的組合控制律，如下式(J)
k-\
權(quán)利要求
1. 一種復(fù)雜撓性航天器模糊奇異攝動(dòng)建模與姿態(tài)控制方法，其特征在于具體包括以 下步驟步驟1.根據(jù)現(xiàn)有的復(fù)雜撓性衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)方程和運(yùn)動(dòng)學(xué)方程，建立模糊奇異攝動(dòng)模型 1.1)、建立不確定性連續(xù)模糊奇異攝動(dòng)模型采用歐拉法建立復(fù)雜撓性衛(wèi)星運(yùn)動(dòng)學(xué)模型，根據(jù)該運(yùn)動(dòng)學(xué)模型和現(xiàn)有的復(fù)雜撓性衛(wèi)星 動(dòng)力學(xué)方程，結(jié)合模糊邏輯和奇異攝動(dòng)技術(shù)，以復(fù)雜撓性衛(wèi)星的三軸姿態(tài)角和姿態(tài)角速度 作為慢變量，撓性部件的模態(tài)變量及其一階導(dǎo)數(shù)作為快變量，對(duì)復(fù)雜撓性衛(wèi)星進(jìn)行時(shí)標(biāo)分 解，建立復(fù)雜衛(wèi)星不確定性連續(xù)模糊奇異攝動(dòng)模型； 規(guī)則i 如果、是Cj5i那么
全文摘要
本發(fā)明屬于航天器控制領(lǐng)域，涉及一種復(fù)雜撓性航天器模糊奇異攝動(dòng)建模與魯棒姿態(tài)控制方法，即融合靜態(tài)輸出反饋控制與輸出積分的魯棒組合控制方法根據(jù)航天器動(dòng)力學(xué)模型與運(yùn)動(dòng)學(xué)模型，結(jié)合模糊邏輯與奇異攝動(dòng)技術(shù)，建立其不確定性連續(xù)模糊奇異攝動(dòng)模型和標(biāo)準(zhǔn)離散模糊奇異攝動(dòng)模型。采用譜范數(shù)和線(xiàn)性矩陣不等式LMI方法,設(shè)計(jì)靜態(tài)輸出反饋控制器與輸出積分器組合的魯棒控制器，通過(guò)求解一組與攝動(dòng)參數(shù)無(wú)關(guān)的LMI，獲得控制器參數(shù)，可避免由攝動(dòng)參數(shù)引起的數(shù)值求解中病態(tài)問(wèn)題和迭代LMI求解靜態(tài)輸出反饋控制器增益方法中的選初值難問(wèn)題。該方法能有效克服撓性振動(dòng)和外界干擾，達(dá)到響應(yīng)速度快、姿態(tài)控制精度高，抗干擾能力強(qiáng)，魯棒性能好的控制效果。
文檔編號(hào)G05B17/02GK102073280SQ20111000707
公開(kāi)日2011年5月25日 申請(qǐng)日期2011年1月13日 優(yōu)先權(quán)日2011年1月13日
發(fā)明者孫富春, 尹怡欣, 胡長(zhǎng)軍, 陳金香 申請(qǐng)人:北京科技大學(xué)