專利名稱：一種欠驅(qū)動航天器角速度穩(wěn)定的魯棒控制方法
一種欠驅(qū)動航天器角速度穩(wěn)定的魯棒控制方法技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種欠驅(qū)動航天器角速度穩(wěn)定的魯棒控制方法，實(shí)現(xiàn)了航天器在只具有兩軸控制力矩輸出能力的情況下，進(jìn)行三軸角速度穩(wěn)定控制的目的，屬于欠驅(qū)動航天器部分姿態(tài)穩(wěn)定控制的應(yīng)用技術(shù)領(lǐng)域。背景技術(shù)：
欠驅(qū)動航天器是指獨(dú)立控制輸入個數(shù)少于航天器自由度個數(shù)的航天器。由于空間環(huán)境復(fù)雜惡劣，航天器長期運(yùn)行后難免會產(chǎn)生故障，其中執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障尤為常見。而對于小型航天器而言，由于體積、質(zhì)量和經(jīng)濟(jì)成本的限制，往往不可能像大型航天器一樣為提高可靠性而配置冗余的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，在保證姿態(tài)控制任務(wù)順利實(shí)現(xiàn)的前提下最小化執(zhí)行機(jī)構(gòu)顯得特別有價(jià)值。因此，研究欠驅(qū)動航天器的姿態(tài)控制不僅為大型航天器的姿態(tài)控制系統(tǒng)提供一種故障預(yù)案，而且對小衛(wèi)星和深空探測器等對質(zhì)量、體積和經(jīng)濟(jì)成本有特別限制的航天器更具有特殊意義。
在欠驅(qū)動航天器姿態(tài)控制問題的研究中需要考慮的實(shí)際工程因素包括系統(tǒng)慣量不確定性、外部干擾力矩、執(zhí)行機(jī)構(gòu)安裝不確定性及執(zhí)行機(jī)構(gòu)輸出力矩飽和等。這些工程因素對欠驅(qū)動航天器的姿態(tài)控制任務(wù)產(chǎn)生的影響與完全驅(qū)動的情況并無區(qū)別。只是欠驅(qū)動航天器應(yīng)對這些干擾與不確定性的能力相對較弱，甚至受這些因素的影響很大，很難進(jìn)行魯棒性控制器設(shè)計(jì)。在這些因素的影響作用下，理想情況下設(shè)計(jì)的欠驅(qū)動航天器控制器不能直接應(yīng)用于實(shí)際工程中。
為了解決實(shí)際工程應(yīng)用中采用推力器的欠驅(qū)動航天器角速度的穩(wěn)定控制問題，本發(fā)明提出一種魯棒控制方法。
發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是針對現(xiàn)有控制技術(shù)中，對實(shí)際工程因素影響下的欠驅(qū)動系統(tǒng)研究的不足，提供了一 種欠驅(qū)動航天器角速度穩(wěn)定的魯棒控制方法，它實(shí)現(xiàn)了航天器在只具有兩軸姿態(tài)控制力矩輸出能力的情況下，在有系統(tǒng)轉(zhuǎn)動慣量不確定性、本體坐標(biāo)系不確定性、 推力器安裝不確定性以及推力器安裝誤差導(dǎo)致的干擾力矩等廣義模型誤差時，進(jìn)行三軸角速度穩(wěn)定控制的目的。因此，首先建立這些因素的模型，假定這些干擾因素的影響都是小量 (這與工程實(shí)際相符)，在理想欠驅(qū)動航天器角速度方程的基礎(chǔ)上，得到了包括系統(tǒng)轉(zhuǎn)動慣量不確定性、本體坐標(biāo)系不確定性、推力器安裝不確定性以及推力器安裝誤差導(dǎo)致的干擾力矩等廣義模型誤差的系統(tǒng)動力學(xué)方程。然后針對推導(dǎo)的系統(tǒng)動力學(xué)方程設(shè)計(jì)了一種魯棒控制方法，并證明了全局漸近穩(wěn)定。最后，引入同質(zhì)系統(tǒng)的概念，分析并證明了該魯棒控制律能使原系統(tǒng)全局漸近穩(wěn)定。本發(fā)明為實(shí)際工程應(yīng)用中的欠驅(qū)動航天器穩(wěn)定控制方案提供了解決辦法，具有極大的工程實(shí)用價(jià)值。
本發(fā)明一種欠驅(qū)動航天器角速度穩(wěn)定的魯棒控制方法，是基于推力器實(shí)現(xiàn)。該方法的實(shí)現(xiàn)步驟如下
步驟一建立包含廣義模型誤差的系統(tǒng)方程
在有兩個有效力矩驅(qū)動的情況下，歐拉角速度方程如式(I)所示
權(quán)利要求
1. 一種欠驅(qū)動航天器角速度穩(wěn)定的魯棒控制方法，其特征在于步驟如下步驟一建立包含廣義模型誤差的系統(tǒng)方程在有兩個有效力矩驅(qū)動的情況下，歐拉角速度方程如式(I)所示Jm + {o'Jw = Β[ττ i%]r(I)其中，ω表示航天器本體系相對于慣性系的角速度在本體坐標(biāo)系下的表述； 表示對 ω進(jìn)行一次時間求導(dǎo)；ωχ表示叉乘運(yùn)算的反對稱矩陣J=CliagIJ1, J2，J3I表示航天器的轉(zhuǎn)動慣量J1, J2, J3分別表示為航天器本體坐標(biāo)系的X，1，ζ軸上的轉(zhuǎn)動慣量分量^1, τ 2分別表示航天器的推力器在本體軸上產(chǎn)生的兩個力矩分量；矩陣B e R3x2表述了力矩τ P τ 2 在航天器本體系的安裝方位；受實(shí)際工程因素的影響，參數(shù)ω會不精確，而測量坐標(biāo)系武中的實(shí)際測量角速度 是可以精確測量的，其表示航天器的測量本體系相對于慣性系的角速度在測量本體坐標(biāo)系下的表述，假設(shè)表示為本體坐標(biāo)系Fb到測量坐標(biāo)系爲(wèi)的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣，那么ω和 的關(guān)系如式⑵所示 = RWi0(2)假設(shè)轉(zhuǎn)動慣量的實(shí)際測量值為J =，同時考慮推力器產(chǎn)生的兩個實(shí)際測量力矩 導(dǎo)致的控制量干擾，更精確地考慮推力器的安裝位置及力矩方向的實(shí)際測量矩陣 B，為了便于計(jì)算，假設(shè)安裝位置表示如式(3)所示O'O I(3)O O其中，I代表該安裝位置有力矩作用，O代表該安裝位置無力矩作用；此時測量系統(tǒng)表示為式(4)所示 χ 二 λ 2 )ζ +^-■Λ 2 = a2SxS\ +^r-(4)J2 3 = S3S1Sj2其中， ,分別表不6在航天器本體坐標(biāo)系的χ，y，ζ軸上的角速度分量， S1 = (J2 -J,)IJ1A2 = (Λ-Λ)/Λ a = Οι -Λ)A;在條件-/3| ^存在的情況下，其中警—_/3|分別表示對求二次范數(shù)，ε是任意小量，即假定廣義模型誤差對系統(tǒng)的影響都是小量，針對實(shí)際測量系統(tǒng)設(shè)計(jì)反饋控制律如式(5)所示Τ( ) = (T1(A)J2(A))⑶其中， )表示由力矩 ,(0)和4(0)組成的力矩向量；使得系統(tǒng)關(guān)于穩(wěn)定點(diǎn)ω = O漸近穩(wěn)定，即系統(tǒng)對廣義模型誤差具有魯棒性；將式(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)組成的力矩向量；步驟二 針對包含廣義模型誤差的測量模型設(shè)計(jì)控制律針對實(shí)際測量系統(tǒng)，設(shè)計(jì)如下控制律，如式(7)所示
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種欠驅(qū)動航天器角速度穩(wěn)定的魯棒控制方法，其特征在于步驟一中所述的廣義模型誤差是指系統(tǒng)轉(zhuǎn)動慣量不確定性、本體坐標(biāo)系不確定性、推力器安裝不確定性以及推力器安裝誤差導(dǎo)致的干擾力矩。
全文摘要
一種欠驅(qū)動航天器角速度穩(wěn)定的魯棒控制方法，針對帶有兩個推力器的欠驅(qū)動航天器，設(shè)計(jì)對系統(tǒng)的廣義模型誤差具有魯棒性的角速度穩(wěn)定控制律。首先建立了包含廣義模型誤差的系統(tǒng)模型，在理想欠驅(qū)動航天器角速度方程的基礎(chǔ)上，得到包括系統(tǒng)慣量不確定性、執(zhí)行機(jī)構(gòu)安裝誤差以及角速度的測量誤差等廣義模型誤差的系統(tǒng)動力學(xué)方程。然后針對推導(dǎo)的系統(tǒng)設(shè)計(jì)了一種魯棒控制方法，并證明了全局漸近穩(wěn)定。最后，引入同質(zhì)系統(tǒng)的概念，分析并證明了該控制律使得原系統(tǒng)全局漸近穩(wěn)定。該方法為實(shí)際工程應(yīng)用的欠驅(qū)動航天器提供了理論基礎(chǔ)，控制律形式簡單。本發(fā)明可用于各類采用推力器的欠驅(qū)動航天器的角速度穩(wěn)定的魯棒控制。
文檔編號G05B13/00GK102998975SQ20121058122
公開日2013年3月27日 申請日期2012年12月27日 優(yōu)先權(quán)日2012年12月27日
發(fā)明者金磊, 張軍, 徐世杰, 邢琰, 王冬霞, 唐強(qiáng) 申請人:北京航空航天大學(xué)