[发明专利]一种考虑时延特性的航天器敏捷机动控制误差补偿方法

权利要求书

1.一种考虑时延特性的航天器敏捷机动控制误差补偿方法，其特征在于该方法的步骤包括：

(1)计算航天器三轴姿态控制误差Δθ和角速度控制误差Δω；

式中：q_br为航天器目标姿态四元数，q为航天器姿态估计四元数，Δq_vb为航天器误差四元数Δq_b的矢量部分；ω_br为航天器目标角速度，ω为航天器姿态估计角速度；

(2)建立航天器三轴PID控制器的输出力矩u的模型；

式中，Ι_b为航天器三轴惯量阵，k_satp为航天器三轴PID控制器的比例参数，k_sati为航天器三轴PID控制器的积分参数，k_satd为航天器三轴PID控制器的微分参数，Δθ为航天器三轴姿态控制误差，Δω为航天器三轴角速度控制误差；

(3)根据步骤(2)得到的输出力矩u的模型，建立航天器姿态动力学模型为：

式中，ω为航天器三轴角速度，q为航天器姿态四元数，Ι_b为航天器三轴惯量阵，τ₁为执行机构的时延特性参数，τ₂为陀螺敏感器的时延特性参数，τ₃为星敏感器的时延特性参数，u为航天器三轴PID控制器的输出力矩，y₁为航天器陀螺敏感器的测量输出值，y₂为航天器星敏感器的测量输出值，ω^×为ω的反对称阵，s为拉氏变换因子；

当采样时间为ΔT时，上述航天器姿态动力学模型为：

y₁(k)＝ω(k-k₂ΔT)

y₂(k)＝q(k-k₃ΔT)

式中，ω(k)为k时刻航天器三轴角速度，ω(k-1)为k-1时刻航天器三轴角速度，y₁(k)为陀螺敏感器k时刻的测量输出，y₂(k)为星敏感器k时刻的测量输出，k₁为执行机构的时延特性系数；k₂为陀螺敏感器的时延特性系数；k₃为星敏感器的时延特性系数；

(4)计算观测器的三轴姿态控制误差Δθ_s和角速度控制误差Δω_s；

式中：q_br为航天器目标姿态四元数，q_bs为观测器估计得到的姿态四元数，Δq_vbs为观测器误差四元数Δq_bs的矢量部分；ω_br为航天器目标角速度，ω_bs为观测器姿态估计角速度；

(5)建立观测器三轴PID控制器的输出力矩u_s的模型为：

式中，Ι_b为航天器三轴惯量阵，k_satp为航天器三轴PID控制器的比例参数，k_sati为航天器三轴PID控制器的积分参数，k_satd为航天器三轴PID控制器的微分参数；

(6)根据步骤(5)得到的输出力矩u_s的模型，建立基于步骤(3)中航天器姿态动力学模型的观测器；

式中，ω_s为观测器估计得到的航天器三轴角速度，Ι_b为航天器三轴惯量阵，τ_s1、τ_s2、τ_s3分别为执行机构、陀螺敏感器和星敏感器的时延特性参数遍历的值，y_s1为观测器获得的航天器三轴角速度的估计值，y_s2为观测器获得的航天器三轴姿态四元数的估计值；q_bs为观测器估计得到的航天器姿态四元数；

(7)设置执行机构τ_s1的遍历值为τ_s1＝0.5ΔT+i*Δτ，i为执行机构时延特性参数τ_s1的遍历次数，执行机构τ_s1每遍历一次，计算步骤(1)中航天器三轴姿态控制误差Δθ与步骤(4)中观测器的三轴姿态控制误差Δθ_s的差值的绝对值，并将差值的绝对值标记为S_i；i为自然数；或计算步骤(1)中航天器三轴角速度控制误差Δω与步骤(4)中观测器的三轴角速度控制误差Δω_s的差值的绝对值，并将差值的绝对值标记为W_i；

(8)取步骤(7)中得到的S_i的最小值对应的i用n1表示或W_i的最小值对应的i用n1表示，则执行机构时延特性参数τ_s1的辨识结果为τ_s1＝0.5ΔT+n1*Δτ；

(9)设置陀螺敏感器τ_s2的遍历值为τ_s2＝0.5ΔT+j*Δτ，j为陀螺敏感器时延特性参数τ_s2的遍历次数，陀螺敏感器τ_s2每遍历一次，计算步骤(1)中航天器三轴姿态控制误差Δθ与步骤(4)中观测器的三轴姿态控制误差Δθ_s的差值的绝对值，并将差值的绝对值标记为S_j；j为自然数；或计算步骤(1)中航天器三轴角速度控制误差Δω与步骤(4)中观测器的三轴角速度控制误差Δω_s的差值的绝对值，并将差值的绝对值标记为W_j；

(10)取步骤(9)中得到的S_j的最小值对应的j用n2表示或W_j的最小值对应的j用n2表示，则陀螺敏感器时延特性参数τ_s2的辨识结果为τ_s2＝0.5ΔT+n2*Δτ；

(11)设置星敏感器τ_s3的遍历值为τ_s3＝0.5ΔT+c*Δτ，c为星敏感器时延特性参数τ_s3的遍历次数，星敏感器τ_s3每遍历一次，计算步骤(1)中航天器三轴姿态控制误差Δθ与步骤(4)中观测器的三轴姿态控制误差Δθ_s的差值的绝对值，并将差值的绝对值标记为S_c；c为自然数；或计算步骤(1)中航天器三轴角速度控制误差Δω与步骤(4)中观测器的三轴角速度控制误差Δω_s的差值的绝对值，并将差值的绝对值标记为W_c；

(12)取步骤(11)中得到的S_c的最小值对应的c用n3表示或W_c的最小值对应的c用n3表示，则星敏感器时延特性参数τ_s3的辨识结果为τ_s3＝0.5ΔT+n3*Δτ；

(13)根据步骤(8)得到的τ_s1的辨识结果、步骤(10)得到的τ_s2的辨识结果、步骤(12)得到的τ_s3的辨识结果计算航天器姿态机动的目标轨迹补偿量。