一種考慮控制受限的航天器姿態(tài)輸出反饋跟蹤控制方法
【技術領域】
[0001] 本發(fā)明設及一種考慮控制受限的航天器姿態(tài)輸出反饋跟蹤控制方法，主要應用于 航天器在軌工作時對運動目標的姿態(tài)跟蹤控制。
【背景技術】
[0002] 航天器在軌工作時需要完成如編隊飛行、交會對接、對地觀測和成像跟蹤任務，而 航天器姿態(tài)跟蹤控制是實現(xiàn)航天器跟蹤任務的關鍵技術，近年來得到該領域研究人員的關 注并取得良好的研究成果，然而，由于航天器實際在軌工作時會受到諸多不確定因素的影 響，航天器姿態(tài)跟蹤控制仍面臨著巨大的困難和挑戰(zhàn)，具有任務多樣、結構復雜及環(huán)境未知 等特性。
[0003] 針對航天器姿態(tài)跟蹤控制問題，專利CN200910049294.6在傳統(tǒng)的PID控制策略基 礎上，提出了 "斜開關一極限環(huán)"的設計方法，給出了一種適用于小衛(wèi)星姿態(tài)跟蹤的控制方 法，然而，此方法并沒有考慮航天器在軌運行不可避免會受到外部環(huán)境中擾動力矩的影響； 為此，專利CN200910073268.7借助干擾觀測器估計外部擾動并對滑模變結構控制器進行修 正，但是，實際中飛輪等執(zhí)行機構只能提供有限的控制力矩，即存在飽和非線性的問題，該 問題在某種程度上將影響航天器姿態(tài)控制精度，甚至導致整個姿態(tài)控制系統(tǒng)不穩(wěn)定，對此， 專利CN201310260620.4利用附加矩陣的方法處理執(zhí)行器的飽和問題。在姿態(tài)控制器的設計 過程中，一般需要測量航天器的角速度信息，但是，在衛(wèi)星的實際工程應用中，一方面，考慮 到角速率傳感器，尤其是高精度的傳感器其費用都是相當昂貴的，出于成本考慮衛(wèi)星平臺 上并不安裝運樣的速率傳感器;另一方面，即使當安裝了高精度角速率傳感器，如果傳感器 工作失效，就無法繼續(xù)得到角速度信息，因此特別是對一些小衛(wèi)星，存在角速度信息無法直 接測量的問題。國內(nèi)外的研究人員提出了一些有效的方法并取得一定的成果，比如利用無 源理論可W設計只需要航天器姿態(tài)信息的控制器，但是缺少角速度運一非常重要的狀態(tài)信 息，往往較難達到很好的控制效果。而如果使用非線性觀測器來估計角速度信息，由于整個 航天器姿態(tài)控制是一個非線性系統(tǒng)，線性理論中的分離原理無法直接使用，因此如何處理 觀測器和控制器設計過程中的禪合關系也是一個需要解決的問題。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明的技術解決問題是：針對航天器在軌工作時存在角速度信息無法直接測 量、外部擾動與控制受限約束，提供一種無角速度信息反饋且滿足控制輸入受限的姿態(tài)跟 蹤輸出反饋控制器的控制方法，解決了航天器角速度無法直接測量且控制受限的問題。
[0005] 本發(fā)明的技術解決方案為:一種考慮控制受限的航天器姿態(tài)輸出反饋跟蹤控制方 法，其實現(xiàn)步驟如下：
[0006] 第一步，建立含有外部擾動的航天器動力學模型及姿態(tài)跟蹤誤差動力學模型
[0007] 設定航天器的角速度信息建立在航天器本體坐標系中，其原點〇定義在航天器的 質屯、處，且整個坐標系固連于航天器;其中OZ軸又稱偏航軸，oy軸又稱俯仰軸，OX軸又稱滾 動軸，Ξ者分別與固連于航天器的慣性基準坐標軸（巧螺儀敏感軸)互相平行，該坐標系如 圖1所示，則含有外部擾動的航天器運動學和動力學模型為：
[0010]其中，ω = [ ω 1，ω 2，ω 3Γ為航天器在本體坐標系下相對慣性坐標系的姿態(tài)角速 度，ω 1, ω 2, "3分別為在本體系的X軸、y軸和Ζ軸上的角速度分量;q= [qo，qvT]T二[q日,qi, Q2，q3]T為航天器的姿態(tài)單位四元數(shù)，其中qo為標量，與繞歐拉軸旋轉的角度有關，qv=[qi, Q2，q3]T為含有Ξ個元素的列向量，與歐拉轉軸的方向有關，其牛

,ey，ez代表歐拉軸Ξ個方向上的旋轉軸，Θ表示繞著歐拉軸轉過的一個角度， 滿足q〇2+qvTqv=l;J為航天器的轉動慣量矩陣，且是3X3的對稱矩陣;u=[山，化，U3]%控制 力矩，且m，U2，U3分別是由Ξ個軸向相互正交安裝的飛輪提供的力矩;d為航天器所受實際 空間環(huán)境擾動力矩，例如重力梯度力矩、氣動力矩、太陽福射壓力矩和剩磁力矩;S( ω )是斜 對稱矩陣，其形式為
3運動學方程中和姿 態(tài)四元數(shù)有關的矩陣，其中
E(q)具有如下性質:E(q)化(q) = l3X3， E(q)Tq = 〇，l3X3為3X3的單位矩陣；
[0011] 為實現(xiàn)航天器對運動目標的姿態(tài)跟蹤控制，設定期望的姿態(tài)和角速度為qr和ω r， 建立航天器姿態(tài)跟蹤誤差運動學和動力學模型為：
[0014] 其中，qe和《6分別為航天器姿態(tài)跟蹤誤差四元數(shù)和角速度跟蹤誤差;定義C(qe) = (qe〇2-qevTqev)l3X3 + 2qevqevT-2q〇S(qev)為期望坐標系相對于本體坐標系的方向余弦矩陣，qev 表示姿態(tài)跟蹤誤差四元數(shù)中的向量部分，
對關于qev的斜對稱 矩陣，qe質示姿態(tài)跟蹤誤差關于歐拉軸的轉角大小，qel，qe2，qe康示姿態(tài)跟蹤誤差中和歐拉 軸方向有關的Ξ個分量；
[0015] 第二步，考慮無法直接得到航天器角速度測量信息的情況，為能夠在線估計航天 器的角速度，引入角速度觀測器模型為：
[001引其中，畫=臨，''和?分別為姿態(tài)四元數(shù)估計和角速度估計值，務為姿態(tài)四元數(shù) 估計中與繞歐拉軸轉角有關的部分，i為姿態(tài)四元數(shù)估計關于歐拉軸方向的部分，
為觀測坐標系相對于本體坐標系的方向余弦矩 陣；(?=協(xié)，表示估計誤差四元數(shù)，可由
得到，[奔，&，扛南f表 示航天器姿態(tài)估計誤差四元數(shù)，免為姿態(tài)估計誤差中對于歐拉軸的轉角有關的量，如朵，系 表示姿態(tài)估計誤差中和歐拉轉軸方向有關的Ξ個分量;角速度估計誤差為Λ = W--(響的； 丫和λ為觀測器增益，其均是正的常數(shù)；
[0019] 第Ξ步，在動態(tài)角速度觀測器的基礎上，進行整個航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)的角速度 觀測器與控制器的解禪獨立設計分析，利用飽和函數(shù)特性，并設計滿足控制輸入受限約束 的輸出反饋控制器為：
[0020]
[00別]其中，控制器參數(shù)為岐〉〇山〉1;定義一個飽和函數(shù)為相4)=巧如>皿扣誠1，！'=1，2,3，拘6及 3, 其中sgn(si)為符號函數(shù)，正的標量常數(shù)Μ表示控制輸入的飽和程度，且需要滿足M〉cUx，cUx 為航天器受到外部環(huán)境擾動的上界值，根據(jù)實際任務里小型航天器在軌運行情況，M〉cUax運 個條件一般都能得到滿足。
[0022] 本發(fā)明與現(xiàn)有技術相比的優(yōu)點在于:本發(fā)明的一種考慮控制受限的航天器姿態(tài)輸 出反饋跟蹤控制方法，通過解禪獨立設計分析，無需考慮控制器結構便可設計非線性動態(tài) 角速度觀測器來在線估計角速度信息；在角速度觀測器的基礎上，利用飽和函數(shù)特性設計 滿足控制輸入受限約束的輸出反饋控制方法，不受觀測器模型的影響;控制器參數(shù)較少且 易于調節(jié)，具有較好的工程實用性;設計的控制方法對外部擾動具有魯棒性且可使航天器 W-定的精度跟蹤期望姿態(tài)。
【附圖說明】
[0023] 圖1為本發(fā)明中采用的航天器本體坐標系的示意圖；
[0024] 圖2為本發(fā)明一種考慮控制受限的航天器姿態(tài)輸出反饋跟蹤控制方法的設計流程 圖。
【具體實施方式】
[0025] 如圖1所示，本發(fā)明具體實現(xiàn)步驟如下下W航天器在軌工作時的姿態(tài)跟蹤過程 為例來說明方法的具體實現(xiàn)）
[0026] 第一步，建立含有外部擾動的航天器動力學模型和姿態(tài)跟蹤誤差動力學模型；
[0027] 設定航天器的角速度信息建立在航天器本體坐標系中，其原點〇定義在航天器的 質屯、處，且整個坐標系固連于航天器;其中oz軸又稱偏航軸，oy軸又稱俯仰軸，ox軸又稱滾 動軸，Ξ者分別與固連于航天器的慣性基準坐標軸（巧螺儀敏感軸)互相平行，此坐標系如 圖1所示，則含有外部擾動的航天器運動學和動力學模型為：
[0030] 其中，ω = [ωι，《2, ω3]τ為航天器在本體坐標系下相對慣性坐標系的姿態(tài)角速 度，ωι, 〇2, ω汾別為在本體系的X軸、y軸和Ζ軸上的角速度分量;q=[q0,qvT]T二[q日,qi,q2,q3]T 為航天器的姿態(tài)單位四元數(shù)，其中qo為標量，表示和繞歐拉軸旋轉的角度有關的量，qv=[qi，q2， q3]T為含有Ξ個元素的列向量，與歐拉軸方向有關，其中

-ex，ey，ez代表歐拉軸Ξ個方向上的旋轉軸，Θ表示繞著歐拉軸轉過的一個角度， 滿足q〇2+qvTqv=l;J為航天器的轉動慣量矩陣，且是3X3的對稱矩陣，根據(jù)實際小型衛(wèi)星的 設計參數(shù)，J可取為[10 1.2 0.5;1.2 19 1.5:0.5 1.5 25];u=[ui，U2，U3]t為控制力矩，U1， U2，U3分別是由Ξ個軸向相互正交安裝的飛輪提供的力矩，且各力矩分量都保持在0.6N . m W內(nèi)，滿足輸入飽和限制要求;d為航天器所受實際空間環(huán)境擾動力矩，例如重力梯度力矩、 氣動力矩、太陽福射壓力矩和剩磁力矩，運里可取為
；S (ω )是斜對稱矩陣，其形式為
社運動學方 程中和姿態(tài)四元數(shù)有關的矩陣，其中
E(q)具有如下性質:E(q)TE (q) = l3X3，E(q)Tq = 〇，l3x3為3X3 的單位矩陣；
[0031] 為實現(xiàn)航天器對運動目標的姿態(tài)跟蹤控制，設定期望的姿態(tài)和角速度為qr和ω r， 建立航天器姿態(tài)跟蹤誤差運動學和動力