一种基于输出反馈的挠性航天器精细姿态控制方法
【专利摘要】本发明提供了一种基于输出反馈的挠性航天器精细姿态控制方法，所述控制方法包括如下步骤：a)搭建挠性航天器动力学系统Σ1，将挠性航天器动力学系统Σ1变换为挠性航天器动力学系统Σ2，所述挠性航天器动力学系统Σ2引入航天器刚柔耦合动态干扰；b)构造外部系统Σ3，所述刚柔耦合动态干扰通过外部系统Σ3进行描述；c)设计干扰观测器，所述干扰观测器对所述刚柔耦合动态干扰进行估值；d)设计动态输出反馈H∞控制器；e)将步骤c)中所诉的干扰观测器与步骤d)中所述的动态输出反馈H∞控制器进行复合，得到挠性航天器精细姿态控制系统Σ6；所述挠性航天器精细姿态控制系统Σ6通过估值对刚柔耦合动态干扰进行补偿。
【专利说明】
一种基于输出反馈的挠性航天器精细姿态控制方法
技术领域
[0001] 本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种基于输出反馈的挠性航天器精细姿 态控制方法。
【背景技术】
[0002] 随着航天技术的发展，越来越多的航天器携带有大型的太阳帆板、天线等挠性机 构，这些挠性机构使航天器的功能日益强大，但同时也给航天器的姿态控制问题带来了严 峻的考验，尤其是当航天器的控制精度要求较高时，如对地观测卫星、太空望远镜等。因此， 挠性航天器在天空运行时不仅会受到外部的环境干扰，还会受到刚柔耦合动态带来的严重 影响。针对这类复杂问题，许多学者也提出了相应的控制方法，比较常见的有Hoo控制、滑模 变结构控制等。但是Hoo控制为典型的干扰抑制方法，它把所有的干扰等价为单一的范数有 界干扰，致使控制精度不高。而滑模变结构控制具有鲁棒性、快速性等优势，但是其控制率 一般较为复杂，并且存在抖振现象，不利于实际的工程应用。另外，现阶段大多数姿态控制 方法都通过假定系统的全部状态可测来设计控制器。但是，在实际的航天工程中难以满足 上述假设，如在部分测量敏感器出现故障的情况下。而且由于角速度测量成本等原因，越来 越多的学者在研究无角速度量测的情况下的姿态控制问题，实际上也是一种输出反馈的姿 态控制问题。因此，基于输出反馈设计高精度的姿态控制器更具备理论及实用意义。早期的 工作也有利用DOBC来估计刚柔耦合带来的干扰，但是前提都是假设系统的状态变量全部可 测，并且假设干扰的变化率有界。
[0003] 基于干扰观测器的控制(DOBC)充分利用了干扰的特性，实现了干扰的高精度估计 与补偿，并且易于与其它控制方式相结合，因此，可以基于干扰观测器设计精细的复合姿态 控制器来同时实现干扰的补偿与抑制，从而提升挠性航天器的姿态控制精度。
[0004] 因此，需要一种能有效地补偿刚柔耦合干扰和抑制外部环境干扰的基于输出反馈 的挠性航天器精细姿态控制方法。
【发明内容】
[0005] 本发明的目的在于提供一种基于输出反馈的挠性航天器精细姿态控制方法，所述 控制方法包括如下步骤：
[0006] a)搭建挠性航天器动力学系统Σ i，将挠性航天器动力学系统Σ ^变换为挠性航天 器动力学系统Σ2,所述挠性航天器动力学系统Σ2引入航天器刚柔耦合动态干扰；
[0007] b)构造外部系统?3,所述刚柔耦合动态干扰通过外部系统?3进行描述；
[0008] c)设计干扰观测器，所述干扰观测器对所述刚柔耦合动态干扰do进行估值?。；
[0009] d)设计动态输出反馈Hoc控制器；
[0010] e)将步骤c)中所诉的干扰观测器与步骤d)中所述的动态输出反馈Hoo控制器进行 复合，得到挠性航天器精细姿态控制系统Σ 6;
[0011] 所述挠性航天器精细姿态控制系统Σ 6通过估值<对刚柔耦合动态干扰do进行补 偿。
[0012] 优选地，所述控制方法，所述挠性航天器动力学系统Σ i表述为：
[0013]
[0014] 其中，Θ为航天器姿态角，@为航天器姿态角Θ的二阶导数，J为航天器转动惯量，F为 挠性附件与本体的刚柔耦合矩阵，Ft为所述刚柔耦合矩阵的转置矩阵，u为控制输入，Cl 1为环 境干扰力矩，η为挠性附件的模态^为挠性附件模态η的导数，；；为挠性附件模态η的二阶导 数，Cd为模态阻尼矩阵，λ为刚度矩阵。
[0015] 优选地，所述控制方法，所述模态阻尼矩阵Cd表示为Cd = diag{2Gi ω i} ( i = 1， 2, . . .N)，其中N为模态阶数，G1为模态阻尼，Co1为模态频率，所述刚度矩阵Λ表示为 A - diag\o.)'· {(/ - 1,2,...,V) 〇
[0016] 优选地，所述控制方法，所述的系统Σ 2表述为：
[0017]
[0018] 其中5为航天器姿态角Θ的二阶导数，J为航天器转动惯量，F为挠性附件与本体的 刚柔耦合矩阵，FT为所述刚柔耦合矩阵的装置矩阵，u为控制输入，Cl 1为环境干扰力矩，Tl为挠 性附件的模态，^为挠性附件模态11的导数^(1为模态阻尼矩阵，人为刚度矩阵。
[0019] 优选地，所述控制方法，步骤b)中所述刚柔耦合动态干扰do表示为 dQ二/「，其中，F为挠性附件与本体的刚柔耦合矩阵，Cd为模态阻尼矩阵，Λ为刚 123456 度矩阵，η为挠性附件的模态，?为挠性附件模态η的导数；[0020] 所述外部系统Σ 3对刚柔耦合动态干扰do描述为：
2 W为外部系统Σ 3的干扰状态变量，&为W的导数，W、H和V为定义的系数矩阵，I为单位矩阵。 [0023]优选地，所述控制方法，所述系数矩阵W中，矩阵M表示为M=I-FY1F,其中，I为单 3 位矩阵。 4 优选地，所述控制方法，步骤c)中所述干扰观测器的设计步骤如下： 5 (1)构造航天器姿态角输入矩P
6 (2)将所述系统Σ 2转化为状态空间系统Σ 4，所述状态空间系统Σ 4表述为：
[0027]
[0028] ，和B为系数矩阵，y为量测输出，C为量测矩 阵；
[0029] (3)借助量测输出y设计干扰观测器，所述干扰观测器表述为：
[0030:
[0031] 其中，Cl0是刚柔耦合动态干扰do的估计值，V为辅助变量，为辅助变量V的导数，y 为量测输出，L为干扰观测器增益矩阵；
[0032] 所怵平桄棹制！的观涮误#动杰丟怵为.
[0033]
[0034] 其中，^ m，-w为干扰状态变量w的估计值，^为~的导数。
[0035] 优选地，所述控制方法，步骤d)中所述动态输出反馈Η?控制器表述为：
[0036；
[0037] 其中，m为动态输出反馈Hoo控制器输入，Xk为控制器状态，Ax、Bx、Cx、D x为待定的控 制器参数矩阵，所述动态输出反馈Hoo控制器对环境干扰进行抑制。
[0038] 优选地，所述控制方法，步骤e)中所述的挠性航天器精细姿态控制系统Σ 6表述 为：
[0039]
[0040] 其中，u为控制输入，￡1&为所述干扰观测器对所述刚柔耦合动态干扰do的估计值；
[0041 ]所述精细姿态控制系统Σ 6通过估计值&对刚柔耦合动态干扰do进行补偿。
[0042] 优选地，所述控制方法，所述干扰控制器增益矩阵L和所述待定控制器参数矩阵 八\、8\、&、0\通过凸优化算法求解，所述求解过程如下：
[0043] 联立系统24、25和26，得到：
[0044]
[0045]
[0046]
[0047]
[0048]
[0049]
[0050]
[0051]
[0052]
[0053] 本发明提供的一种基于输出反馈的挠性航天器精细姿态控制方法，针对刚柔耦合 动态建立了干扰的模型，充分利用了干扰的信息，采用输出反馈来进行控制器及干扰观测 器的设计，相比于状态反馈的控制方法，更具备工程价值。
[0054]应当理解，前述大体的描述和后续详尽的描述均为示例性说明和解释，并不应当 用作对本发明所要求保护内容的限制。
【附图说明】
[0055] 参考随附的附图，本发明更多的目的、功能和优点将通过本发明实施方式的如下 描述得以阐明，其中：
[0056] 图1示意性示出本发明一种基于输出反馈的挠性航天器精细姿态控制方法的设计 流程图；
[0057]图2示出了本发明实施例中挠性航天器精细姿态控制的模块框图。
【具体实施方式】
[0058]通过参考示范性实施例，本发明的目的和功能以及用于实现这些目的和功能的方 法将得以阐明。然而，本发明并不受限于以下所公开的示范性实施例;可以通过不同形式来 对其加以实现。说明书的实质仅仅是帮助相关领域技术人员综合理解本发明的具体细节。
[0059] 在下文中，将参考附图描述本发明的实施例。在附图中，相同的附图标记代表相同 或类似的部件，或者相同或类似的步骤。
[0060] 本发明提供了一种基于输出反馈的挠性航天器精细姿态控制方法，如图1所示本 发明基于输出反馈的挠性航天器精细姿态控制方法的设计流程图，本实施例中航天器精细 姿态控制方法100,通过将航天器刚柔耦合动态干扰引入到挠性航天器动力学系统，借组外 部系统对航天器刚柔耦合动态干扰进行描述。设计干扰观测器对刚柔耦合动态干扰进行估 值，设计动态输出反馈Hoo控制器对环境干扰进行抑制，并将干扰观测器和动态输出反馈Hoo 控制器进行复合通过刚柔耦合动态干扰的估计值对刚柔耦合动态干扰进行补偿。
[0061] 出于说明性的目的，本发明所提供的基于输出反馈的挠性航天器精细姿态控制方 法通过不同模块实现，如图2所示本发明实施例中挠性航天器精细姿态控制的模块框图 200,具体地，所述的模块包括但不限于:那外部系统模块201、干扰观测模块202、动态输出 反馈模203块和精细姿态控制模块204。
[0062]所述外部系统模块201中，外部系统对航天器刚柔耦合动态干扰进行描述。
[0063]所述干扰观测模块202中，干扰观测器对航天器刚柔耦合动态干扰进行估值。
[0064]所述动态输出反馈模块203中，动态输出反馈Hoo控制器对环境干扰进行抑制。
[0065] 所述精细姿态控制模块204中，精细姿态控系统通过航天器刚柔耦合动态干扰的 估计值完成对航天器刚柔耦合动态干扰进行补偿。
[0066] 下面结合图1具体描述本实施例中航天器姿态控制方法：
[0067] 步骤S101:将航天器刚柔耦合干扰引入到挠性航天器动力学系统:
[0068] 搭建挠性航天器动力学系统Σ :，所述系统Σ :表述为：
[0069]
其中，Θ为航天器姿态角，^为航天器姿态角Θ的二阶 导数，J为航天器转动惯量，F为挠性附件与本体的刚柔耦合矩阵，FtS所述刚柔耦合矩阵的 转置矩阵，u为控制输入，dl为环境干扰力矩，η为挠性附件的模态，4为挠性附件模态η的导
数，;；为挠性附件模态η的二阶导数，Cd为模态阻尼矩阵，λ为刚度矩阵。模态阻尼矩阵Cd表 示为Cd = diag{2r…W1.=1 9 W甘为模态阶数，ζ!为模态阻尼，〇i为模态频率;刚 度矩阵Λ表示为
[0070] 对挠性航天器动力学系统Σ :通过数学变换转变为系统Σ 2，系统Σ 2表述为：
为挠性航天器刚柔耦合动 态干扰。
[0071] 步骤S102:将刚柔耦合动态干扰通过外部系统Σ 3进行描述
[0072]
用do表示刚柔耦合动态干扰，利用外部系统Σ 3对刚柔耦合 动态干扰do进行描述：
[0073]
[0074] w为外部系统Σ3的干扰状态变量，#为￥的导数，W、H和V为定义的系数矩阵，数矩阵W中，矩阵 M表示为M= I-FtT1F，I为单位矩阵。
[0075] 步骤S103:设计干扰观测器
[0076]本实施例步骤SlOl中在航天器动力学系统中引入了刚柔耦合动态干扰，需要对引 入的刚柔耦合动态干扰进行估值。本发明采用干扰观测器对刚柔耦合动态干扰进行估值， 具体的干扰参测器的设计在下面具体说明。
[0077]干扰观测器的设计步骤具体如下：
[0078] (1)构造航天器姿态角输入矩罔
[0079] (2)将系统Σ 2转化为状态空间系统Σ 4，所述状态空间系统Σ 4表述为：
阵；[0082] (3)借助量测输出y设计干扰观测器，干扰观测器具体通过下式表述：
[0080]
[0081 ] A和B为系数矩阵，y为量测输出，C为量测矩
[0083；
(1)
[0086] 其中，~ =1-1；，；；为干扰状态变量界的估计值，^为~的导数。通过式（1)设计的
[0084] 其中，d,是刚柔耦合动态干扰do的估计值，V为辅助变量，；为辅助变量V的导数，y 为量测幹m.丨平;(#观》丨翌捎益拓咗.平制I翌的观遍误差动态? 5表述为：
[0085] 干扰观测器对刚柔耦合动态干扰do进行估计值$。
[0087] 步骤S104:设计动态输出反馈Hoo控制器:
[0088]动态输出反馈Hoo控制器具体通过下式表述：
[0089]
(..2).
[0090] 其中，m为动态输出反馈Hoc控制器输入，Xk为控制器状态，Ax、Bx、Cx、D x为待定的控 制器参数矩阵，所述动态输出反馈Hoo控制器对环境干扰进行抑制。
[0091] 步骤S105:干扰观测器与动态输出反馈Hoo控制器进行复合
[0092] 为了清楚的说明航天器的精细姿态控制，在航天器动力学系统中引入的刚柔耦合 动态干扰需要通过估计值进行补偿。本发明中采用精细姿态控系统将干扰观测器与动态输 出反馈Hoo控制器进行复合对刚柔耦合动态干扰的估计值进行补偿。
[0093] 本实施例中，具体地，将干扰观测器的表达式（1)与动态输出反馈H。。控制器的表达 式(2)进行复合，得到挠性航天器精细姿态控制系统2 6，挠性航天器精细姿态控制系统Σ6 具体表述为：
[0094]
[0095] 其中，u为控制输入，i为干扰观测器对刚柔耦合动态干扰do的估计值。
[0096] 上述挠性航天器精细姿态控制系统Σ 6中，控制输入u在动态输出反馈H。。控制器输 入U1的基础上减掉干扰观测器对刚柔耦合动态干扰do的估计值i；。干扰观测器对刚柔耦合 动态干扰do的估计值&近似于刚柔耦合动态干扰do时，即J0 ? d(> ,实现挠性航天器精细姿态 控制系统Σ 6对刚柔耦合动态干扰通过刚柔耦合动态干扰do的估计值^进行补偿。
[0097] 干扰控制器增益矩阵L和所述待定控制器参数矩阵4\3\、(^、0\通过凸优化算法求 解，求解过程如下：
[0098] 联立系统24、25和26，得到：
[0099]
[0100]
[0101]
[0102]其中，
[0103]
[0104]
[0105]
[0106]
[0107]
[0108] 结合这里披露的本发明的说明和实践，本发明的其他实施例对于本领域技术人员 都是易于想到和理解的。说明和实施例仅被认为是示例性的，本发明的真正范围和主旨均 由权利要求所限定。
【主权项】
1. 一种基于输出反馈的晓性航天器精细姿态控制方法，其特征在于，所述控制方法包 括如下步骤： a) 搭建晓性航天器动力学系统Σ 1，将晓性航天器动力学系统Σ 1变换为晓性航天器动 力学系统Σ2,所述晓性航天器动力学系统Σ2引入航天器刚柔禪合动态干扰； b) 构造外部系统Σ 3，所述刚柔禪合动态干扰通过外部系统Σ 3进行描述； C)设计干扰观测器，所述干扰观测器对所述刚柔禪合动态干扰进行估值； d) 设计动态输出反馈Ho。控制器； e) 将步骤C)中所诉的干扰观测器与步骤d)中所述的动态输出反馈Hoc控制器进行复合， 得到晓性航天器精细姿态控制系统Σ 6 ; 所述晓性航天器精细姿态控制系统Σ 6通过估值对刚柔禪合动态干扰进行补偿。2. 根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于，所述晓性航天器动力学系统Σι表述 为：其中，Θ为航天器姿态角，.苗为航天器姿态角Θ的二阶导数，J为航天器转动惯量，F为晓性 附件与本体的刚柔禪合矩阵，FT为所述刚柔禪合矩阵的转置矩阵，U为控制输入，山为环境干 扰力矩，η为晓性附件的模态，为晓性附件模态η的导数，为晓性附件模态η的二阶导数， Cd为模态阻尼矩阵，Λ为刚度矩阵。3. 根据权利要求2所述的控制方法，其特征在于，所述模态阻尼矩阵Cd表示为Cd = diag 憐1?1}。= 1，2，..如，其中賦1模态阶数点为模态阻尼，《1为模态频率，所述刚度矩阵 八表不为Λ =成"《{印}(/ = 1,2,…Λ')。4. 根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于，所述的系统Σ 2表述为：其中，S为航天器姿态角Θ的二阶导数，J为航天器转动惯量，F为晓性附件与本体的刚柔 禪合矩阵，FT为所述刚柔禪合矩阵的装置矩阵，U为控制输入，山为环境干扰力矩，η为晓性附 件的模态，^为晓性附件模态η的导数，Cd为模态阻尼矩阵，Λ为刚度矩阵。5. 根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于，步骤b)中所述刚柔禪合动态干扰do表 示为过。二F (。八//)，其中，F为晓性附件与本体的刚柔禪合矩阵，Cd为模态阻尼矩阵，八 为刚度矩阵，η为晓性附件的模态，^为晓性附件模态η的导数； 所述外部系统Σ 3对刚柔禪合动态干扰do描述为：其中，V=[FA FCd]w为 外部系统Σ 3的干扰状态变量，；；为*的导数，W、H和V为定义的系数矩阵，I为单位矩阵。6. 根据权利要求5所述的控制方法，其特征在于，所述系数矩阵W中，矩阵Μ表示为M= I- pTrip，其中，I为单位矩阵。7. 根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于，步骤C)中所述干扰观测器的设计步骤 如下： (1) 构造航天器姿态角输入矩時(2) 将所述系统Σ 2转化为状态空间系统Σ 4，所述状态空间系统Σ康述为：其中，A和B为系数矩阵，y为量测输出，C为量测矩阵； (3) 借助量测输出y设计干扰观测器，所述干扰观测器表述为：其中，(?α是刚柔禪合动态干扰do的估计值，V为辅助变量，;《为辅助变量V的导数，y为量测 输出，L为干扰观测器增益矩阵； 所述干扰控制器的观测误差动态Σ 5表述为：其中，Cw = W-W，W为干扰状态变量W的估计值，为ew的导数。8. 根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于，步骤d)中所述动态输出反馈Hoc控制器 表述为：其中，山为动态输出反馈Hoc控制器输入，祉为控制器状态，4、、8、、枯、山为待定的控制器 参数矩阵，所述动态输出反馈Hoc控制器对环境干扰进行抑制。9. 根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于，步骤e)中所述的晓性航天器精细姿态 控制系统Σ 6表述为：其中，u为控制输入，ti。为所述干扰观测器对所述刚柔禪合动态干扰do的估计值。10.根据权利要求1、5、7、8或9所述的控制方法，其特征在于，所述干扰控制器增益矩阵 L和所述待定控制器参数矩阵4、、8、、紅、山通过凸优化算法求解，所述求解过程如下： 联立系统S4、S5和S 6,得到：巫 22 = QiW巧CBV+ (QiW巧CBV) T，Φ 23 = (YCB+QiH)， 得到未知参数：
【文档编号】G05D1/08GK105843244SQ201610389633
【公开日】2016年8月10日
【申请日】2016年6月2日
【发明人】郭雷, 乔建忠, 张然, 张培喜, 张大发
【申请人】北京航空航天大学