[发明专利]一种航天器小角度姿态机动控制参数优化方法

摘要

本发明涉及一种航天器小角度姿态机动控制参数优化方法。在航天器姿态参考坐标系下建立含有飞轮或控制力矩陀螺的航天器动力学和运动学模型，基于非线性输入受限反馈控制方法设计小角度姿态机动控制器，用改进的模拟退火优化方法对所设计的姿态控制器进行控制参数优化选取。本发明可以适用于各类航天器姿态控制器设计中。本发明属于航天控制技术领域，不仅可以提高航天器姿态控制精度，而且可以大大提高控制器设计效率。

主权项

1.一种航天器小角度姿态机动控制参数优化方法，其特征在于：在航天器姿态参考坐标系下建立其姿态动力学和运动学模型，进一步建立飞轮或控制力矩陀螺的动力学模型，并基于飞轮或控制力矩陀螺输入受限的非线性反馈控制方法设计小角度姿态机动控制器，最后用改进的模拟退火优化方法进行控制器参数优化；具体包括以下步骤：①在航天器姿态参考坐标系下建立航天器姿态运动学模型；其中，q＝(q₀，q₁，q₂，q₃)^T为航天器姿态四元数，为姿态四元数的微分，ω_θ和ω_ψ分别表示航天器三轴姿态角速度；②建立航天器姿态动力学模型；Iω·+ω×(Iω)+ω×h=Td+Tw---(2)]]>其中，I为航天器转动惯量矩阵，包含飞轮或控制力矩陀螺的转动惯量，h为飞轮或控制力矩陀螺的角动量，为航天器姿态角速度，为姿态角速度的微分，T_d为作用于航天器的外部干扰力矩，T_w为飞轮或控制力矩陀螺作用于航天器的力矩，ω×定义为向量叉积的运算，ω×用反对称矩阵表示为：③建立步骤②中航天器姿态动力学方程中的外部干扰力矩T_d模型；其中，T_dθ和T_dψ分别表示航天器三轴外部干扰力矩，t为时间，ω_o表示轨道角速度，a、b、c表示不同的干扰常系数；④建立步骤②中航天器姿态动力学方程中T_w模型；T_w＝Q⁺T_c               (3)其中T_c为控制器输出的指令控制力矩，Q是飞轮或控制力矩陀螺的安装矩阵，Q⁺为安装矩阵Q的广义逆；⑤基于步骤②-步骤④中所建立的含有飞轮或控制力矩陀螺的航天器姿态动力学和运动学方程，设计三轴姿态非线性输入受限反馈控制器为：u=-satU{KsatL(e+1m∫e)+Cω}]]>其中，表示航天器姿态控制器输出的三轴姿态指令力矩；为三轴姿态角误差；m为增益系数，进一步定义k_p＝K，k_i＝K/m，k_d＝C，表示航天器三轴姿态控制器比例环节增益，表示航天器三轴姿态控制器积分环节增益，表示航天器三轴姿态控制器微分环节增益；饱和受限函数定义为：satS(x)=Sx≥Sx|x|<S-Sx≤-S]]>其中，x为饱和受限函数变量，S＝U，L为实际要求中受限力矩和姿态误差决定的饱和受限函数幅值；⑥对步骤⑤中所设计的控制器采用改进的模拟退火算法对三轴姿态控制参数同时进行优化。