[发明专利]一种多通道线性自抗扰控制器的设计方法

说明书

本发明涉及一种多通道的线性自抗扰控制器的设计方法，步骤如下：步骤一：重写挠性航天器的动力学与运动学方程，得到适合于自抗扰控制器设计的形式；步骤二：设计一个三阶线性扩张状态观测器，估计系统状态量以及总的内外干扰项；步骤三：利用观测器估计出来的广义扰动设计多通道线性自抗扰控制器。本发明方法既有传统自抗扰控制方法的优势，无需知道系统的精确数学模型，具有超调量小、精度高、适应性强，稳定性高和鲁棒性强等特点，此外，本发明针对惯性陀螺故障的航天器，在自抗扰控制器的基础上改进了控制律，用观测器的观测状态量代替航天器的姿态角和姿态角速度信息设计控制律，为陀螺故障的情况下提供了一种容错控制方法。

技术领域：

本发明研究无陀螺测量惯性角速度或者陀螺系统故障下的自抗扰姿态控制问题,针对无陀螺的挠性航天器设计了闭环多通道的线性自抗扰控制器(linear activedisturbance rejection controller，LADRC)，能应用于挠性航天器的三轴姿态稳定控制、大角度姿态机动以及一定范围内的姿态跟踪，具有高精度高稳定性和强鲁棒性的优点,属于航天器姿态控制技术领域。

背景技术：

新一代航天器一般都是大挠性多体空间结构，实现该类系统的控制是一个复杂的强非线性问题。挠性航天器除了有模型复杂的问题，还会受到诸如附件振动，液体晃动，太阳辐射压力，引力梯度力矩等内、外部因素的干扰。

传统的航天器对地稳定姿态控制需要根据陀螺仪和星敏感器等元件来获取航天器的姿态信息以及航天器相对惯性系的角速度信息，然而实际在轨飞行中，陀螺仪由于其质量较大、故障率高，安装成本高等因素，可以选择不安装。因此研究无陀螺下的航天器姿态控制一方面能节约成本，另一方面能在陀螺故障失效的情况下实现控制任务提供了一种容错控制方案。

自抗扰控制技术是一种新型的具有强适应性和鲁棒性的非线性控制技术，它将系统自身模型的不确定性系统的外扰视作整个系统的总的干扰量，通过扩张状态观测器(extended state observer，ESO)对系统的状态量进行估计，对总内外干扰量进行实施反馈补偿并线性化为串联积分型系统，再对线性化的系统设计误差反馈控制率。这种控制技术不依赖于被控对象的精确数学模型，具有超调量小、精度高、适应性强，稳定性高和鲁棒性强等特点，对实现挠性航天器的三轴姿态稳定控制、大角度姿态机动以及姿态跟踪，有着较高的应用价值。

发明内容：

本发明的目的在于提供一种多通道的线性自抗扰控制器的设计方法，针对无陀螺的挠性航天器设计了闭环多通道线性自抗扰控制器，能应用于挠性航天器的三轴姿态稳定控制、大角度姿态机动以及一定范围内的姿态跟踪。旨在为国内挠性航天器的姿态控制任务提供技术支持。

本发明的实现步骤如下：

步骤一：重写挠性航天器的动力学与运动学方程，得到适合于自抗扰控制器设计的形式。

基于欧拉角描述的航天器运动学方程可以写为

其中，θ和ψ分别代表航天器的滚动角、俯仰角以及偏航角，ω_b＝[ω_x ω_y ω_z]^T是本体坐标系相对于惯性系的角速度在本体系下表示的分量列阵，为欧拉角角速度列阵，ω₀是轨道角速度，

假设忽略中心刚体的平动，不考虑挠性附件的转动，那么以五棱锥构型的单框架控制力矩陀螺群(single gimbal control moment gyros,SGCMGs)为执行机构的挠性航天器的动力学模型可以表示为：