航天器雙環(huán)滑模變結(jié)構(gòu)姿態(tài)控制參數(shù)優(yōu)化方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種姿態(tài)控制參數(shù)優(yōu)化方法，具體講是涉及一種航天器雙環(huán)滑模變結(jié)構(gòu)姿態(tài)控制參數(shù)優(yōu)化方法，該方法建立了基于權(quán)重系數(shù)的多目標遺傳算法優(yōu)化滑模變結(jié)構(gòu)控制器參數(shù)模型，模型以控制器參數(shù)為變量，控制力矩為約束條件，時間和功耗最優(yōu)為目標。該方法著重解決的問題是，在滿足控制力矩輸出約束條件下，得到了一組較優(yōu)的控制器參數(shù)，使得控制系統(tǒng)具有低功耗且收斂速度更快的性能。
【專利說明】航天器雙環(huán)滑模變結(jié)構(gòu)姿態(tài)控制參數(shù)優(yōu)化方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種姿態(tài)控制參數(shù)優(yōu)化方法，具體講是涉及一種航天器雙環(huán)滑模變結(jié)構(gòu)姿態(tài)控制參數(shù)優(yōu)化方法，其屬于宇航控制領(lǐng)域。

【背景技術(shù)】
[0002]在航天器做空間交會對接任務(wù)時，要求航天器能進行大角度姿態(tài)快速機動且功耗少。另外，由于該任務(wù)姿態(tài)角變化范圍大，角速度變化劇烈，且隨著燃料的消耗以及撓性附件的變動，其轉(zhuǎn)動慣量變化大，同時受外部干擾力矩的作用，導(dǎo)致對航天器的控制具有很大的不確定性。因此具有較好魯棒性的航天器控制系統(tǒng)是現(xiàn)今研究熱點。
[0003]由于滑模變結(jié)構(gòu)控制能對不確定對象進行有效控制，因此近年在航天器控制領(lǐng)域得到了廣泛的應(yīng)用。另外，采用雙環(huán)滑模變結(jié)構(gòu)控制器來實現(xiàn)航天器姿態(tài)控制跟蹤，會存在控制力矩過大的問題。優(yōu)化控制器參數(shù)能很好地改善航天器姿態(tài)控制性能。控制器參數(shù)的優(yōu)化選擇成為航天器控制研究的重要部分。
[0004]控制器都包括多個設(shè)計參數(shù)，且參數(shù)之間存在一定的耦合關(guān)系，參數(shù)的選擇決定了控制器的性能。對控制器參數(shù)優(yōu)化設(shè)計中，以往大多依賴于設(shè)計者的經(jīng)驗來選擇設(shè)計參數(shù)，或者以單一目標進行優(yōu)化。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0005]為了解決上述問題，本發(fā)明的目的在于提出一種航天器雙環(huán)滑模變結(jié)構(gòu)姿態(tài)控制參數(shù)優(yōu)化方法，其基于多目標遺傳算法，在控制力矩約束條件下，得到一組最優(yōu)控制器參數(shù)，使得航天器姿態(tài)機動能既穩(wěn)定快速又低能耗。
[0006]為了實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明所采用的技術(shù)方案為航天器雙環(huán)滑模變結(jié)構(gòu)姿態(tài)控制參數(shù)優(yōu)化方法，其步驟如下:
[0007]S1、參數(shù)編碼。
[0008]S2、初始化種群。
[0009]S3、計算每個個體的適應(yīng)值。
[0010]S4、對種群進行選擇、交叉、變異操作。
[0011]S5、終止條件為給定的最大進化代數(shù)和最佳優(yōu)化值是否連續(xù)若干代都沒有變化。據(jù)此判斷重復(fù)S4或者終止優(yōu)化，給出最優(yōu)解。
[0012]其中，步驟SI中，優(yōu)化參數(shù)為K= [Vk^PpP2]，采用四維二進制編碼。其中K為雙環(huán)滑模控制器的參數(shù)。
[0013]步驟S2中，隨機產(chǎn)生m個個體，并使步驟SI中K值都大于O。
[0014]步驟S3中，構(gòu)造適應(yīng)度函數(shù)為:
[0015]F(K) = σ JGipky P 丄、P 2) + σ 21(1^、1^2、P 丄、P 2) (I)
[0016]其中σ丨和σ 2為可變權(quán)重系數(shù)，σ ^ σ 2 = I。
[0017]T為航天器達到期望姿態(tài)所用的時間，如下:

【權(quán)利要求】
1.航天器雙環(huán)滑模變結(jié)構(gòu)姿態(tài)控制參數(shù)優(yōu)化方法，其在航天器動力學(xué)和運動學(xué)方程和雙環(huán)滑膜變結(jié)構(gòu)控制系統(tǒng)建立完成的基礎(chǔ)上進行，其特征在于:其步驟如下: 51、參數(shù)編碼:采用四維二進制編碼，對雙環(huán)滑模控制器的參數(shù)K=Lk1^k2, P ^ P2]進行編碼； 52、初始化種群:隨機產(chǎn)生m個個體,使得個體K在所允許的范圍； 53、計算每個個體的適應(yīng)值: 構(gòu)造適應(yīng)度函數(shù)為:
F(K) = σ J (kp k2、P P 2) + σ 2ff (k^ k2、P1^ P2) (I) 其中，01和σ2為可變權(quán)重系數(shù)，σ ^o2 = I5T為航天器達到期望姿態(tài)所用的時間，W為航天器姿態(tài)控制的功耗； 54、對種群進行選擇、交叉、變異操作:設(shè)置交叉率為0.8，變異率為0.001，進行交叉、變異、選擇操作； 55、判斷是否滿足終止條件:滿足終止條件，輸出最優(yōu)值，否則重復(fù)S4。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的航天器雙環(huán)滑模變結(jié)構(gòu)姿態(tài)控制參數(shù)優(yōu)化方法，其特征在于:所述航天器達到期望姿態(tài)所用的時間T的表達式為:
其中，Mmax為最大控制力矩，Mp為執(zhí)行機構(gòu)控制力矩上限；λ為懲罰系數(shù)；ti為各個狀態(tài)變量誤差Xei由初始值降到調(diào)節(jié)過程期間最大值的2%時所需時間。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的航天器雙環(huán)滑模變結(jié)構(gòu)姿態(tài)控制參數(shù)優(yōu)化方法，其特征在于:w為航天器姿態(tài)控制的功耗W，其表達式為:
其中，02為姿態(tài)角的變化總量，Mi(t)為繞第i個軸隨時間變化的力矩，ω,α)為繞第i個軸隨時間變化的轉(zhuǎn)動角速度。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的航天器雙環(huán)滑模變結(jié)構(gòu)姿態(tài)控制參數(shù)優(yōu)化方法，其特征在于:所述終止條件為給定的最大進化代數(shù)和最佳優(yōu)化值是否連續(xù)若干代都沒有變化。
【文檔編號】G05B13/04GK104181928SQ201410469101
【公開日】2014年12月3日 申請日期:2014年9月15日 優(yōu)先權(quán)日:2014年9月15日
【發(fā)明者】張強, 黃強, 張建新 申請人:大連大學(xué)