本發(fā)明涉及航天器控制，尤其是涉及一種非對稱時(shí)變約束下的撓性敏捷航天器姿態(tài)控制方法。

背景技術(shù)：

1、航天器作為太空競賽的核心，是人類探索太空的載體。然而，隨著火箭發(fā)射技術(shù)和衛(wèi)星控制技術(shù)的日益成熟，如今發(fā)射航天器已不再是航天強(qiáng)國的專屬，在軌衛(wèi)星數(shù)量也呈指數(shù)式增加。遙感衛(wèi)星作為對地觀測的重要載體，對于氣候觀測、災(zāi)害預(yù)報(bào)、地形探測、交通監(jiān)測等十分重要。?一個(gè)國家的遙感衛(wèi)星數(shù)量固然可以作為航天實(shí)力強(qiáng)弱的評判因素，但是除了數(shù)量之外，單航天器的性能更能體現(xiàn)科技發(fā)展水平。從低分辨率到高分辨率、從對地觀測到深空探測、從非敏捷到敏捷機(jī)動(dòng)，遙感衛(wèi)星朝著輕薄化、敏捷化、?智能化方向發(fā)展。增強(qiáng)遙感航天器的自主決策與控制能力，提高衛(wèi)星在軌運(yùn)行效率，延長衛(wèi)星使用壽命，是我國航天技術(shù)屹立在世界舞臺上的根本。

2、早期的遙感任務(wù)大多利用的是非敏捷航天器，航天器不具備姿態(tài)機(jī)動(dòng)能力，只能實(shí)現(xiàn)姿態(tài)穩(wěn)定。而后，半敏捷航天器的出現(xiàn)在一定程度上增加了觀測的靈活性，其在滾動(dòng)方向具備機(jī)動(dòng)能力，但是在俯仰軸方向仍然不具備快速機(jī)動(dòng)能力。半敏捷航天器基本可以滿足對地觀測需求，但是觀測效率受到機(jī)動(dòng)能力的限制，缺乏對目標(biāo)持續(xù)跟蹤的能力。敏捷衛(wèi)星具備三軸快速機(jī)動(dòng)能力，如法國的pleiades系列、美國的worldview系列、quickbird?衛(wèi)星等，極大提升了衛(wèi)星觀測效率，是航天技術(shù)發(fā)展的重大突破。對于遙感衛(wèi)星，姿態(tài)機(jī)動(dòng)能力的提升意味著在有限時(shí)間窗口內(nèi)可以完成更多的觀測任務(wù)。

3、近年來，敏捷航天器以其三軸快速機(jī)動(dòng)能力和高指向精度受到國內(nèi)外研究人員的廣泛關(guān)注。它既能滿足空間科學(xué)中多目標(biāo)觀測和快速切換目標(biāo)探測的需求，又能為空間監(jiān)測提供在軌機(jī)動(dòng)目標(biāo)探測和監(jiān)視服務(wù)。此外，敏捷航天器還能實(shí)現(xiàn)多目標(biāo)成像，擴(kuò)大觀測范圍，提高遙感觀測的觀測效率。這使得敏捷航天器可廣泛應(yīng)用于多個(gè)領(lǐng)域，但也對敏捷航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)提出了更嚴(yán)格的要求。

4、姿態(tài)控制系統(tǒng)是航天器系統(tǒng)中最復(fù)雜的系統(tǒng)之一，也是成功執(zhí)行航天器空間任務(wù)的關(guān)鍵。姿態(tài)控制系統(tǒng)存在各種限制，例如星載光學(xué)儀器的避光要求、有效載荷的指向要求、角速度測量和機(jī)動(dòng)限制以及執(zhí)行器的控制能力等。對于敏捷航天器來說，由于目標(biāo)的動(dòng)態(tài)觀測和多目標(biāo)的頻繁切換，敏捷航天器的姿態(tài)是時(shí)變的。因此，敏捷航天器在面對非對稱時(shí)變?nèi)珷顟B(tài)約束時(shí)，如何解決敏捷航天器的姿態(tài)控制問題，這是一個(gè)必須面對的挑戰(zhàn)。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是，提供一種非對稱時(shí)變約束下的撓性敏捷航天器姿態(tài)控制方法，該方法不僅能夠有效處理撓性振動(dòng)、慣性不確定性和外界干擾，還具備姿態(tài)約束性能、無需誤差變換直接處理狀態(tài)約束的優(yōu)先性以及強(qiáng)魯棒性。

2、為解決上述問題，本發(fā)明提供一種非對稱時(shí)變約束下的撓性敏捷航天器姿態(tài)控制方法，該方法包括下列步驟：

3、s1、根據(jù)敏捷航天器在軌運(yùn)行時(shí)的狀態(tài)以及動(dòng)力學(xué)特性，建立關(guān)于撓性振動(dòng)、未知外界干擾力矩以及慣性參數(shù)不確定性的撓性敏捷航天器的姿態(tài)控制模型；

4、s2、建立敏捷航天器的全狀態(tài)約束不等式，所述的全狀態(tài)約束不等式包括非對稱時(shí)變姿態(tài)約束以及角速度約束；

5、s3、根據(jù)步驟s1建立的姿態(tài)控制模型，設(shè)計(jì)敏捷航天器的模態(tài)觀測器以及干擾觀測器；利用所述模態(tài)觀測器獲得撓性振動(dòng)的在線觀測值，利用所述干擾觀測器獲得由未知外界干擾力矩和慣性參數(shù)不確定性組成的復(fù)合干擾的在線觀測值；

6、s4、根據(jù)步驟s2建立的全狀態(tài)約束不等式構(gòu)造出用于處理姿態(tài)約束的非對稱時(shí)變積分型李亞普諾夫函數(shù)，根據(jù)步驟s2建立的全狀態(tài)約束不等式構(gòu)造出用于處理角速度約束的恒定積分型李亞普諾夫函數(shù)；

7、s5、根據(jù)步驟s1建立的姿態(tài)控制模型、步驟s2建立的全狀態(tài)約束不等式、步驟s3獲得的在線觀測值以及步驟s4建立的非對稱時(shí)變積分型李亞普諾夫函數(shù)和恒定積分型李亞普諾夫函數(shù)，構(gòu)建出基于非對稱全狀態(tài)約束下的撓性敏捷航天器姿態(tài)控制器，利用所述的撓性敏捷航天器姿態(tài)控制器對敏捷航天器的姿態(tài)進(jìn)行控制。

8、作為優(yōu)選，在步驟s1中，所述的姿態(tài)控制模型的表達(dá)式為：

9、；

10、其中，，，，，表示軌道角速度，表示軌道半長軸，，表示引力參數(shù)，，表示姿態(tài)角向量，、以及分別表示撓性敏捷航天器的滾動(dòng)角、俯仰角以及偏航角；，表示撓性敏捷航天器本體系相對于慣性系的角速度向量；，表示維模態(tài)坐標(biāo)向量，，表示定義的總模態(tài)速度，，表示撓性結(jié)構(gòu)振動(dòng)與剛性本體轉(zhuǎn)動(dòng)之間的耦合系數(shù)矩陣；，，，表示撓性結(jié)構(gòu)的阻尼比；，表示撓性敏捷航天器剛體部分轉(zhuǎn)動(dòng)慣量的名義部分，，表示撓性敏捷航天器剛體部分轉(zhuǎn)動(dòng)慣量矩陣，，表示撓性敏捷航天器總的姿態(tài)慣量矩陣，，表示有界的未知慣量矩陣；，表示模態(tài)振動(dòng)相關(guān)項(xiàng)、未知外界干擾力矩與未知慣量組成的干擾，，表示模態(tài)振動(dòng)相關(guān)項(xiàng)，，表示復(fù)合干擾，，表示作用于撓性敏捷航天器的未知外界干擾力矩向量；，表示具有飽和約束的控制力矩向量，；表示執(zhí)行機(jī)構(gòu)提供的最大控制力矩，且，表示撓性敏捷航天器的姿態(tài)控制器的控制力矩向量，，表示控制力矩的飽和度；矩陣、分別表示為：，，表示n維單位矩陣，。

11、作為優(yōu)選，在步驟s2中，所述的全狀態(tài)約束不等式表示為：

12、；

13、其中，和分別表示非對稱時(shí)變姿態(tài)角的上界與下界，即為非對稱時(shí)變姿態(tài)約束；表示角速度邊界，即為角速度約束。

14、作為優(yōu)選，在步驟s3中，所述的敏捷航天器的模態(tài)觀測器以及干擾觀測器的結(jié)構(gòu)表示為：

15、；

16、；

17、其中，和分別表示撓性振動(dòng)模態(tài)和的在線觀測值，表示由未知外界干擾力矩和慣性參數(shù)不確定性組成的復(fù)合干擾的在線觀測值，，表示模態(tài)觀測器的增益矩陣，表示干擾觀測器的輔助變量，，表示干擾觀測器的增益矩陣，，，，，表示非對稱虛擬控制矢量，，表示輔助變量；，表示x軸方向的角速度約束，表示y軸方向的角速度約束，表示z軸方向的角速度約束。

18、作為優(yōu)選，在步驟s4中，所述的用于處理姿態(tài)角約束的非對稱時(shí)變積分型李亞普諾夫函數(shù)具體表示為：

19、；

20、其中，表示期望姿態(tài)，，表示姿態(tài)角誤差，，表示積分變量。

21、作為優(yōu)選，在步驟s4中，所述的用于處理角速度約束的恒定積分型李亞普諾夫函數(shù)具體表示為：

22、；

23、其中，表示角速度誤差，，表示非對稱穩(wěn)定控制信號，表示積分變量。

24、作為優(yōu)選，在步驟s5中，所述的非對稱全狀態(tài)約束下的撓性敏捷航天器姿態(tài)控制器具體表示為：

25、；

26、其中，表示模態(tài)振動(dòng)相關(guān)項(xiàng)的在線觀測值，表示正設(shè)計(jì)常數(shù)，，表示輔助變量，，表示非對稱虛擬控制矢量，，表示設(shè)計(jì)參數(shù)矩陣，，，，，表示單位矩陣；，，，，

27、，表示t時(shí)刻的非對稱時(shí)變滾動(dòng)角的上界，表示t時(shí)刻的非對稱時(shí)變俯仰角的上界，表示t時(shí)刻的非對稱時(shí)變偏航角的上界。

28、本發(fā)明的有益效果是：本發(fā)明提供了一種非對稱時(shí)變約束下的撓性敏捷航天器姿態(tài)控制方法，該方法由于無需誤差變換直接處理狀態(tài)約束的優(yōu)先性，所提出的非對稱tviblf和恒定iblf被直接用于時(shí)變姿態(tài)約束問題和角速度約束問題，實(shí)現(xiàn)了柔性敏捷航天器的非對稱全狀態(tài)約束控制性能。此外，該方法還考慮了撓性振動(dòng)、慣性不確定性和未知外界干擾力矩，設(shè)計(jì)了模態(tài)觀測器來應(yīng)對撓性振動(dòng)，并利用多變量非線性擾動(dòng)觀測器來消除包括慣性不確定性在內(nèi)的擾動(dòng)影響。因此，在存在多重約束和擾動(dòng)的情況下，提升了姿態(tài)控制性能和系統(tǒng)魯棒性。