一種組合體航天器閉環(huán)反饋最優(yōu)控制分配方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種組合體航天器閉環(huán)反饋最優(yōu)控制分配方法，針對組合體航天器存在執(zhí)行機(jī)構(gòu)安裝偏差、執(zhí)行機(jī)構(gòu)飽和及能量約束問題，設(shè)計一種閉環(huán)反饋最優(yōu)控制分配方法；首先，建立包含執(zhí)行機(jī)構(gòu)安裝偏差的組合體航天器姿態(tài)運動學(xué)和動力學(xué)模型；其次，針對該組合體航天器運動學(xué)和動力學(xué)模型，設(shè)計一種組合體航天器抗飽和姿態(tài)穩(wěn)定控制器，求解得到組合體航天器三軸虛擬姿態(tài)穩(wěn)定控制指令；然后，基于該虛擬控制指令設(shè)計開環(huán)最優(yōu)控制分配方法，使得分配滿足能量最優(yōu)的約束條件；最后，基于開環(huán)最優(yōu)控制分配方法，設(shè)計閉環(huán)反饋最優(yōu)控制分配方法來減小執(zhí)行機(jī)構(gòu)安裝偏差帶來的分配誤差；本發(fā)明具有可靠性高和能量消耗少的優(yōu)點，適用于組合體航天器多個執(zhí)行機(jī)構(gòu)之間的控制分配。
【專利說明】
一種組合體航天器閉環(huán)反饋最優(yōu)控制分配方法
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明設(shè)計一種組合體航天器閉環(huán)反饋最優(yōu)控制分配方法，主要應(yīng)用于空間新型 組合體航天器在執(zhí)行機(jī)構(gòu)存在安裝偏差及飽和限制的情況下，以能量最優(yōu)方式進(jìn)行姿態(tài)穩(wěn) 定控制。
【背景技術(shù)】
[0002] 組合體航天器是指由于空間復(fù)雜任務(wù)的需要，由兩個或多個航天器單元通過對接 或者捕獲等方式組合而成的一類航天器，主要組合類型有大型空間站與飛船的交會對接、 廢棄衛(wèi)星與服務(wù)衛(wèi)星、空間碎片與捕獲衛(wèi)星及空間機(jī)器人等。該類航天器主要用于完成復(fù) 雜的高難度空間任務(wù)，因此對各個航天單元之間的協(xié)同控制精度要求比較高。實現(xiàn)組合體 航天器的協(xié)同控制是未來世界大國必須掌握的核心技術(shù)，也是大國之間在航天領(lǐng)域的重要 競爭力。
[0003] 通常組合體航天器都有多個執(zhí)行機(jī)構(gòu)，因此有效利用組合體航天器上的可用資 源，合理分配各個執(zhí)行機(jī)構(gòu)所執(zhí)行的指令，對組合體航天器的控制精度及可靠性都有很大 的提高。而由于現(xiàn)有技術(shù)的不足，安裝在航天器上的執(zhí)行機(jī)構(gòu)一般都存在安裝偏差，執(zhí)行機(jī) 構(gòu)本身也會受到飽和因素的限制，并且受到能量的約束，因此在考慮執(zhí)行機(jī)構(gòu)安裝偏差、飽 和以及能量的約束下，實現(xiàn)多執(zhí)行機(jī)構(gòu)之間的最優(yōu)控制分配是一項關(guān)鍵技術(shù)。
[0004] 現(xiàn)階段已有的開環(huán)控制分配技術(shù)考慮了能量、執(zhí)行機(jī)構(gòu)飽和因素的限制，但是該 方法對執(zhí)行機(jī)構(gòu)的精確性提出了很高的要求，只有當(dāng)執(zhí)行機(jī)構(gòu)實際的輸出力矩與理想的控 制力矩完全相等時，才能在滿足約束條件的基礎(chǔ)上使得系統(tǒng)穩(wěn)定。當(dāng)開環(huán)的控制分配方法 在執(zhí)行機(jī)構(gòu)存在安裝偏差時，控制分配誤差大大增加，嚴(yán)重影響了組合體航天器系統(tǒng)的控 制性能，導(dǎo)致現(xiàn)階段已有的控制分配方法在同時考慮執(zhí)行機(jī)構(gòu)安裝偏差、飽和及能量約束 時會失效。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 本發(fā)明的技術(shù)解決問題是:針對組合體航天器執(zhí)行機(jī)構(gòu)存在安裝誤差及飽和限制 的問題，在受到能量約束的條件下，提供一種組合體航天器閉環(huán)反饋最優(yōu)控制分配方法，解 決組合體航天器在姿態(tài)穩(wěn)定控制中因執(zhí)行機(jī)構(gòu)安裝偏差而控制精度降低的問題，提高組合 體航天器的控制精度，同時實現(xiàn)了能量的優(yōu)化控制。
[0006] 本發(fā)明的技術(shù)解決方案為：一種基于閉環(huán)反饋的組合體航天器最優(yōu)控制分配方 法，如圖1所示，其實現(xiàn)步驟如下：
[0007] 第一步，建立包含執(zhí)行機(jī)構(gòu)不確定性的組合體航天器姿態(tài)運動學(xué)和動力學(xué)模型：
[0009] 其中，q和qQ分別為組合體航天器姿態(tài)四元素向量和標(biāo)量，J是組合體航天器的轉(zhuǎn) 動慣量，ω是組合體航天器的姿態(tài)角速度，u(t)是組合體航天器三軸虛擬姿態(tài)穩(wěn)定控制指 令，i(t)是執(zhí)行機(jī)構(gòu)輸出，Do是標(biāo)稱的執(zhí)行機(jī)構(gòu)分配矩陣，AD是表示執(zhí)行機(jī)構(gòu)安裝偏差的 誤差矩陣。
[0010] 第二步，基于組合體航天器的姿態(tài)運動學(xué)和動力學(xué)模型，設(shè)計組合體航天器抗飽 和姿態(tài)穩(wěn)定控制器為：
[0011] u(t)=-0Umaxq-(l-0)umaxTanh[( w+kq)/p2]
[0012] 其中，u(t)是組合體航天器三軸虛擬姿態(tài)穩(wěn)定控制指令，Umax是控制輸入的上界，β 是一個滿足〇〈β〈1的常數(shù)，Tanh( ·)是標(biāo)準(zhǔn)的正切函數(shù)，ω是組合體航天器的姿態(tài)角速度，q 為組合體航天器姿態(tài)四元素向量，P是一個正常數(shù)，滿足()< PL < />:，增益k是隨時間變化的 函數(shù)，控制ω與q的切換，其變化滿足如下：
[0014]其中，丫1^[0，1]和丫(^[0，1]是正常數(shù)，丫。是一個單位調(diào)節(jié)參數(shù)。
[0015] 第三步，基于上述抗飽和姿態(tài)穩(wěn)定控制器，設(shè)計開環(huán)最優(yōu)控制分配方法的優(yōu)化目 標(biāo)函數(shù)為：
[0016] Θ = arg min{ | | RoW〇Tact(t) | 12+ | | RiWi[Tact(t)_Td(t) ] | 12+ | | W2[Tact(t)-Tact(t- τ)]| I2}
[0017] S.t.Ud(t)=D〇Tact(t)
[0018] 其中，1〇、11與12分別為正定的對角矩陣，表示各優(yōu)化目標(biāo)之間的權(quán)重;0〇是標(biāo)稱的 執(zhí)行機(jī)構(gòu)分配矩陣，Ud(t)=u(t)和Γ,,⑴= ⑴分別表示期望的控制指令與執(zhí)行機(jī)構(gòu)指 令，u(t)是第二步中的三軸虛擬姿態(tài)穩(wěn)定控制指令，W是標(biāo)稱的執(zhí)行機(jī)構(gòu)分配矩陣的加號 逆矩陣，相應(yīng)的，uac；t(t)和ut(t)分別表示實際的控制指令與執(zhí)行機(jī)構(gòu)指令，T是系統(tǒng)采樣 時間，辦與心同樣也是正定的對角矩陣，用于將與Td(t)限制在執(zhí)行機(jī)構(gòu)允許的范圍 之內(nèi)，定義為R〇 = diag(r〇)，Ri = diag(ri)，r〇和ri分別定義如下：

[0021] 其中，與I^U)分別為Ut(t)的上下界，相應(yīng)的⑴與Id(t)分別為Td(t)的 上下界；
[0022] 滿足上述條件約束的開環(huán)最優(yōu)控制分配方法為：
[0023] tact(t) =ETd(t)+FTact(t-T)+GUd(t)
[0024] 其中，r = ((?%)2, G=W-HDoW-4 + ,1 是單位陣。
[0025] 第四步，基于開環(huán)最優(yōu)控制分配方法，設(shè)計閉環(huán)反饋最優(yōu)控制分配方法的優(yōu)化目 標(biāo)函數(shù)為：
[0026] Θ =arg min{ | | RoW〇Tact(t) | 12+ | | RiWi[Tact(t)_Td(t) ] | 12+ | | W2[Tact(t)-Tact(t- τ)]| I2}
[0027] s . t. Ud(t) = (Do+Δ?) Tact (t)
[0028] 其中，1〇、11與12分別為正定的對角矩陣，表示各優(yōu)化目標(biāo)之間的權(quán)重;0〇是標(biāo)稱的 執(zhí)行機(jī)構(gòu)分配矩陣，AD是表示執(zhí)行機(jī)構(gòu)安裝偏差的誤差矩陣。ud(t) = u(t)和 r,⑴分別表示期望的控制指令與執(zhí)行機(jī)構(gòu)指令，u(t)是第二步中求解的三軸虛擬 姿態(tài)穩(wěn)定控制指令，是標(biāo)稱的執(zhí)行機(jī)構(gòu)分配矩陣的加號逆矩陣，相應(yīng)的，u ac；t(t)和Tact (t)分別表示實際的控制指令與執(zhí)行機(jī)構(gòu)指令，T是系統(tǒng)采樣時間，辦與辦同樣也是正定的對 角矩陣，用于將Tact(t)與T d(t)限制在執(zhí)行機(jī)構(gòu)允許的范圍之內(nèi)，定義為Ro = diag(r〇)，Ri = diag(ri)，r〇和ri分別定義如下：
[0031] 其中，分別為iact(t)的上下界，相應(yīng)的乙(〇與1(1(〇分別為Td(t)的 上下界；
[0032] 滿足上述條件約束的閉環(huán)反饋最優(yōu)控制分配方法為：
[0033] Tact(t) =ETcA(t)+FTact(t-T)+GucA(t)
[0034] 其中，IF = ((i?u，〇)2 -f (i?凡)2 +和)1/2，E= (I-GD0)W-2(RiWi)2，F(xiàn) = (/ -(?/)")妒-2時，G =W-HDoW-0 + = ,UCA(t) = Ud(t)+e(t-T) = Ud(t)+UCA(t-T)-Uact(t-T)，I是單 位陣。
[0035] 本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的優(yōu)點在于：
[0036] (1)本發(fā)明是引入閉環(huán)反饋來減小由于執(zhí)行機(jī)構(gòu)安裝偏差引起的控制分配誤差； 首先基于抗飽和姿態(tài)穩(wěn)定控制指令設(shè)計開環(huán)的最優(yōu)控制分配方法，考慮執(zhí)行機(jī)構(gòu)飽和與能 量約束;再引入閉環(huán)反饋來減小由于執(zhí)行機(jī)構(gòu)安裝偏差帶來的分配誤差;設(shè)計的閉環(huán)反饋 最優(yōu)控制分配方法可以實現(xiàn)組合體航天器在執(zhí)行機(jī)構(gòu)存在安裝偏差與飽和限制條件下以 最少能量進(jìn)行姿態(tài)穩(wěn)定控制，解決組合體航天器在姿態(tài)穩(wěn)定控制中因執(zhí)行機(jī)構(gòu)安裝偏差而 控制精度降低的問題，提高了組合體航天器的控制精度，同時實現(xiàn)了能量的優(yōu)化控制。
[0037] (2)本發(fā)明還具有可靠性高和能量消耗少的優(yōu)點，適用于組合體航天器多個執(zhí)行 機(jī)構(gòu)之間的控制分配。
【附圖說明】
[0038] 圖1為本發(fā)明一種組合體航天器閉環(huán)反饋最優(yōu)控制分配方法的設(shè)計流程圖；
[0039]圖2為本發(fā)明實施例的設(shè)計流程圖。
【具體實施方式】
[0040] 如圖2所示，本發(fā)明的具體實現(xiàn)步驟如下（以下以空間廢棄微小衛(wèi)星與服務(wù)衛(wèi)星組 成的組合體航天器為例來說明方法的具體實現(xiàn)）：
[0041] 第一步，建立廢棄微小衛(wèi)星與服務(wù)衛(wèi)星的姿態(tài)運動學(xué)和動力學(xué)模型：
[0043] 其中，q和qo分別為該廢棄微小衛(wèi)星與服務(wù)衛(wèi)星組合體的姿態(tài)四元素向量和標(biāo)量， 初值取q= [0.4，-0.4,0.2]T，qQ = 0.8，
是該廢棄微小衛(wèi)星 與服務(wù)衛(wèi)星組合體的轉(zhuǎn)動慣量，ω是該廢棄微小衛(wèi)星與服務(wù)衛(wèi)星組合體的姿態(tài)角速度，初 值取ω = [ 1，- 1，0 . 5 ] r a d / s，u ( t )是虛擬控制指令，τ ( t )是執(zhí)行機(jī)構(gòu)輸出，
是表示執(zhí)行機(jī)構(gòu)安裝偏差的誤差矩陣，其中α = 45°，Ari = 0. lm，0i = 15°，l = 0.24m。
[0044] 第二步，基于第一步所建立的動力學(xué)模型，設(shè)計廢棄微小衛(wèi)星與服務(wù)衛(wèi)星組合體 抗飽和姿態(tài)穩(wěn)定控制器為：
[0045] u(t) = -0UmaXq-(1 -β)UmaxTanh[ ( ω +kq)/p2]
[0046] 其中，u(t)是該廢棄微小衛(wèi)星與服務(wù)衛(wèi)星組合體三軸虛擬姿態(tài)穩(wěn)定控制指令，umax =2N · m是控制輸出的上界，β = 0.005是一個滿足0〈β〈1的常數(shù)，q是該廢棄微小衛(wèi)星與服務(wù) 衛(wèi)星組合體的姿態(tài)四元素向量，初值取9=[0.4，_0.4,0.2]\?是該廢棄微小衛(wèi)星與服務(wù) 衛(wèi)星組合體的姿態(tài)角速度，初值取《=[1，-1，0.5]瓜(1/8，？ 2 = 0.5，131111(>)是標(biāo)準(zhǔn)的正切 函數(shù)。增益k是隨時間變化的函數(shù)，控制ω與q的切換，其變化滿足如下：
[0048] 其中，k(〇) = [l，l，l]T，yk= 10-3radkg-W和 γ d = 10-5, γ。= lkgm2s-、
[0049] 第三步，根據(jù)上述飽和控制器，設(shè)計開環(huán)最優(yōu)控制分配方法的優(yōu)化目標(biāo)函數(shù)為：
[0050] Θ =arg min{ | | RoW〇Tact(t) | 12+ | | RiWi[Tact(t)_Td(t) ] | 12+ | | W2[Tact(t)-Tact(t- τ)]| I2}
[0051] S.t.Ud(t)=D〇Tact(t)
[0052]
的對角矩陣，表示各部分之間的權(quán)重；Do是標(biāo)稱的執(zhí)行機(jī)構(gòu)分配矩陣，ud(t)=u(t)和 ~(〇 = /)>(/(〇分別表示期望的控制指令與執(zhí)行機(jī)構(gòu)指令，u(t)是第二步中的三軸虛擬控制 指令，是標(biāo)稱的執(zhí)行機(jī)構(gòu)分配矩陣的加號逆矩陣，u d(t)和Td(t)分別表示期望的控制指 令與執(zhí)行機(jī)構(gòu)指令，相應(yīng)的，iw(t)和u t(t)分別表示實際的控制指令與執(zhí)行機(jī)構(gòu)指令，T = 〇.5s是系統(tǒng)采樣時間。Ro與心同樣也是正定的對角矩陣，用于將ut(t)與Td(t)限制在執(zhí) 行機(jī)構(gòu)允許的范圍之內(nèi)，定義為RQ = diag(r〇)，Ri = diag(ri)。而ro和ri分別定義如下：
[0055]其中，乙,(0 = 5]￥與1^(〇=-5~分別為^辦）的上下界，相應(yīng)的，巧(0與1<1(〇分 別為Td(t)的上下界。
[0056]滿足上述條件約束的開環(huán)最優(yōu)控制分配方法為：
[0057] tact(t) =ETd(t)+FTact(t-T)+GUd(t)
[0058] 其中，r = ((i?。，。)2 +(6%)2 + %2)1/2,ε=(ι-6〇〇)『2(κλ)2, = 妒- 2%2,g 二^⑶憂" + ^是單位陣。
[0059] 第四步，基于開環(huán)控制分配方法，設(shè)計閉環(huán)反饋最優(yōu)控制分配方法的優(yōu)化目標(biāo)函 數(shù)為：
[0060] Θ =arg min{ | | RoW〇Tact(t) | 12+ | | RiWi[Tact(t)_Td(t) ] | 12+ | | W2[Tact(t)-Tact(t- τ)]| I2}
[0061] S . t . Ud ( t ) = (Do+Δ? ) Tact (t)
[0062]
的對角矩陣，表示各優(yōu)化目標(biāo)之間的權(quán)重;Do是標(biāo)稱的執(zhí)行機(jī)構(gòu)分配矩陣，AD是表示執(zhí)行 機(jī)構(gòu)安裝偏差的誤差矩陣。ud(t)=u(t)和％(0 = A/(0分別表示期望的控制指令與執(zhí)行 機(jī)構(gòu)指令，u (t)是第二步中的三軸虛擬控制指令，只；是標(biāo)稱的執(zhí)行機(jī)構(gòu)分配矩陣的加號逆 矩陣，相應(yīng)的，uac；t(t)和i ac；t(t)分別表示實際的控制指令與執(zhí)行機(jī)構(gòu)指令，T = 0.5s是系統(tǒng) 采樣時間，辦與心同樣也是正定的對角矩陣，用于將Tac；t(t)與Td(t)限制在執(zhí)行機(jī)構(gòu)允許的 范圍之內(nèi)，定義為RQ = diag(r〇)，Ri = diag(ri)，r〇和ri分別定義如下：
[0065] 其中，U⑴= 5A^Iact(t)=-5N分別為Tact(t)的上下界，相應(yīng)的，？:別與^⑴分 別為Td(t)的上下界；
[0066] 滿足上述條件約束的閉環(huán)最優(yōu)控制分配方法為：
[0069]本發(fā)明說明書中未作詳細(xì)描述的內(nèi)容屬于本領(lǐng)域?qū)I(yè)技術(shù)人員公知的現(xiàn)有技術(shù)。
【主權(quán)項】
1. 一種組合體航天器閉環(huán)反饋最優(yōu)控制分配方法，其特征在于包括以下步驟： (1) 建立包含執(zhí)行機(jī)構(gòu)安裝偏差的組合體航天器姿態(tài)運動學(xué)和動力學(xué)模型； (2) 針對組合體航天器姿態(tài)運動學(xué)和動力學(xué)模型，設(shè)計一種組合體航天器抗飽和姿態(tài) 穩(wěn)定控制器，求解得到組合體航天器三軸虛擬姿態(tài)穩(wěn)定控制指令； (3) 根據(jù)求解得到的三軸虛擬姿態(tài)穩(wěn)定控制指令，設(shè)計開環(huán)最優(yōu)控制分配方法，使得分 配滿足能量最優(yōu)的約束條件； (4) 基于步驟(3)中開環(huán)最優(yōu)控制分配方法，設(shè)計閉環(huán)反饋最優(yōu)控制分配方法，減小執(zhí) 行機(jī)構(gòu)安裝偏差帶來的分配誤差。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種組合體航天器閉環(huán)反饋最優(yōu)控制分配方法，其特征在于： 所述步驟(1)的組合體航天器姿態(tài)運動學(xué)和動力學(xué)模型為：其中，q和qo分別為組合體航天器姿態(tài)四元素向量和標(biāo)量，J是組合體航天器的轉(zhuǎn)動慣 量，ω是組合體航天器的姿態(tài)角速度，u(t)是組合體航天器三軸虛擬姿態(tài)穩(wěn)定控制指令，τ (t)是執(zhí)行機(jī)構(gòu)輸出，Do是標(biāo)稱的執(zhí)行機(jī)構(gòu)分配矩陣，AD是表示執(zhí)行機(jī)構(gòu)安裝偏差的誤差 矩陣。3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種組合體航天器閉環(huán)反饋最優(yōu)控制分配方法，其特征在于： 所述步驟(2)中設(shè)計的組合體航天器抗飽和姿態(tài)穩(wěn)定控制器為： u (t) = -0Umaxq- (1 -β) UmaxTanh [ ( ω +kq) /p2 ] 其中，u(t)是組合體航天器三軸虛擬姿態(tài)穩(wěn)定控制指令，iw是控制輸入的上界，β是一 個滿足0〈β〈1的常數(shù)，Tanh( ·)是標(biāo)準(zhǔn)的正切函數(shù)，ω是組合體航天器的姿態(tài)角速度，q為組 合體航天器姿態(tài)四元素向量，P是一個正常數(shù)，滿足〇<</，增益k是隨時間變化的函 數(shù)，控制ω與q的切換，其變化滿足如下：其中，yke[〇，i]和Yde[〇，l]是正常數(shù)，γ。是一個單位調(diào)節(jié)參數(shù)。4. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于閉環(huán)反饋的組合體航天器最優(yōu)控制分配方法，其特 征在于:所述步驟(3)中設(shè)計開環(huán)最優(yōu)控制分配方法的優(yōu)化目標(biāo)函數(shù)為： Θ =arg min{ | |RoW〇Tact(t) | |2+| |RiWi[Tact(t)_Td(t)] | |2+| |W2[Tact(t)-Tact(t-T)] I2} 5. t.Ud(t)=D〇Tact(t) 其中，1〇、11與12分別為正定的對角矩陣，表示各優(yōu)化目標(biāo)之間的權(quán)重;0〇是標(biāo)稱的執(zhí)行 機(jī)構(gòu)分配矩陣，Ud (t) = u (t)和心(ο = ..???分別表示期望的控制指令與執(zhí)行機(jī)構(gòu)指令，U (t)是步驟(3)中的三軸虛擬姿態(tài)穩(wěn)定控制指令，貧是標(biāo)稱的執(zhí)行機(jī)構(gòu)分配矩陣的加號逆 矩陣，相應(yīng)的，uac；t(t)和Tac；t(t)分別表示實際的控制指令與執(zhí)行機(jī)構(gòu)指令，T是系統(tǒng)采樣時 間，辦與心同樣也是正定的對角矩陣，用于將Tac；t(t)與Td(t)限制在執(zhí)行機(jī)構(gòu)允許的范圍之 內(nèi)，定義為RQ = diag(r〇)，Ri = diag(ri)，r〇和ri分別定義如下：其中，匕方)與lact(t)分別為的上下界，相應(yīng)的乙(0與1(1(〇分別為Td(t)的上下 界； 滿足上述條件約束的開環(huán)最優(yōu)控制分配方法為： tact(t) =ETd(t)+FTact(t-T)+GUd(t) 其中，r = ()2 + (i?】K)2 + 巧)V2 ,Ε = (I-⑶0)W-2(RiWi)2，F(xiàn) = (/ - GD0-2壞f, G=W-HDoW-0 + ,1 是單位陣。5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于閉環(huán)反饋的組合體航天器最優(yōu)控制分配方法，其特 征在于:所述步驟(4)所設(shè)計閉環(huán)反饋最優(yōu)控制分配方法的優(yōu)化目標(biāo)函數(shù)為： Θ =arg min{ | |RoW〇Tact(t) | |2+| |RiWi[Tact(t)_Td(t)] | |2+| |W2[Tact(t)-Tact(t-T)] I2} s. t .Ud(t) = (Do+ Δ D)xact(t) 其中，1〇、11與12分別為正定的對角矩陣，表示各優(yōu)化目標(biāo)之間的權(quán)重;0〇是標(biāo)稱的執(zhí)行 機(jī)構(gòu)分配矩陣，AD是表示執(zhí)行機(jī)構(gòu)安裝偏差的誤差矩陣。分 別表示期望的控制指令與執(zhí)行機(jī)構(gòu)指令，u(t)是步驟(3)中的三軸虛擬姿態(tài)穩(wěn)定控制指令， 是標(biāo)稱的執(zhí)行機(jī)構(gòu)分配矩陣的加號逆矩陣，相應(yīng)的，u ac；t(t)和iac；t(t)分別表示實際的控 制指令與執(zhí)行機(jī)構(gòu)指令，T是系統(tǒng)采樣時間，辦與辦同樣也是正定的對角矩陣，用于將i act(t) 與Td(t)限制在執(zhí)行機(jī)構(gòu)允許的范圍之內(nèi)，定義為Ro = diag(r〇)，Ri = diag(ri)，r〇和ri分別 定義如下：其中，^⑴與七^⑴分別為一^⑴的上下界湘應(yīng)的巧⑴與^⑴分別為^⑴的上下 界； 滿足上述條件約束的閉環(huán)反饋最優(yōu)控制分配方法為： Tact(t) =ETCA(t)+FTact(t-T)+GucA(t) 其中，ir = ((i?〇ru)2 + (及死)2 + 和)1/2 ,Ε = (I-⑶〇)W-2(Ι?Λ)2，F(xiàn) = (/- GD0)，-2時，G = W-1 (D〇W-1) +，.rc4 (t) = (t)，uca( t) = Ud (t) +e (t-τ) = Ud (t) +UCA( t-τ)-Uact(t-τ)，I是單位陣。
【文檔編號】G05D1/08GK105867406SQ201610370217
【公開日】2016年8月17日
【申請日】2016年5月30日
【發(fā)明人】郭雷, 劉志兵, 喬建忠, 徐健偉, 吳克堅
【申請人】北京航空航天大學(xué)