[发明专利]一种基于飞轮输出偏差的抗干扰姿态控制方法及验证装置

摘要

本发明涉及一种基于飞轮输出偏差的抗干扰姿态控制方法及验证装置，验证装置包括实时仿真目标机、姿态确定模块、姿态控制模块、反作用飞轮组、试验主控模块以及三轴气浮台；实时仿真目标机运算飞行器姿态运动学模型；姿态确定模块滤波与解算姿态信息；姿态控制模块运算姿态控制算法，为反作用飞轮组提供力矩控制指令；反作用飞轮组接收力矩控制指令后将输出力矩信号传给实时仿真目标机；试验主控模块用于向姿态控制模块发送控制方法切换信号，姿态控制单元根据控制方法切换信号运行相应控制算法；三轴气浮台模拟飞行器在外层空间的力学环境。本发明的验证装置验证了基于飞轮输出偏差的抗干扰姿态控制方法的有效性，提高了姿态控制系统的控制精度。

主权项

一种基于飞轮输出偏差的抗干扰姿态控制方法，其特征在于包括以下步骤：第一步，首先，建立飞行器系统动力学模型；第二步，针对飞行器系统中存在的飞轮输出偏差设计飞轮输出偏差估计器及PID控制器；飞轮输出偏差估计器为：d^(s)=Q(s)G-1(s)Y(s)-Q(s)u(s)=Q(s)G-1(s)G(s)(u(s)+d(s))-Q(s)u(s)=Q(s)d(s)]]>即采用Q(s)d(s)对飞轮输出偏差干扰d(s)进行估计，Q(s)与Q(s)G‑1(s)构成了飞轮输出偏差估计器；为飞轮输出偏差干扰的估计值，Y(s)为飞行器系统输出，表示为Y(s)＝Guyu(s)+Gdyd(s)；Guy=G(s)G0(s)G0(s)+Q(s)[G(s)-G0(s)]]]>Gdy=G(s)G0(s)[1-Q(s)]G0(s)+Q(s)[G(s)-G0(s)]]]>其中，u(s)为控制输入，d(s)为飞轮输出偏差干扰，Guy(s)为从输入到输出的闭环传递函数，Gdy(s)为从干扰到输出的闭环传递函数，G(s)为飞行器系统模型，G0(s)为飞行器系统标称模型，Q(s)为滤波器，Ed(s)为干扰估计误差，表示为上述各式中的s代表飞轮输出偏差估计器基于频域设计；飞轮输出偏差干扰类型为慢时变低频干扰，Q(s)设计为低通滤波器，即干扰估计的效果由滤波器Q(s)的设计决定；为了达到最优干扰估计效果，使Q(s)接近1，即Ed(s)接近0，达到抵消干扰的效果；PID控制器为：Gc(s)为PID控制器中实现的传递函数；采用PID控制方法进行反馈补偿，PID控制律为：Tc=KpΔm+KdΔm·+Ki∫0tΔmdt]]>△m＝min‑mout其中，Kp、Ki、Kd分别为比例增益、积分增益、微分增益；Tc为PID控制器的输出，△m为控制偏差，为控制偏差变化率，min为期望姿态角，mout为输出姿态角；第三步，将飞轮输出偏差估计器和PID控制器进行复合，实现基于飞轮输出偏差的抗干扰姿态控制；所述第一步建立飞行器系统动力学模型如下：Jxφ··(t)-w0(Jx-Jy+Jz)ψ·(t)+4w02(Jy-Jz)φ(t)=ux(t)+Tdx(t)Jyθ··(t)+3w02(Jx-Jz)θ(t)=uy(t)+Tdy(t)Jzψ··(t)+w0(Jx-Jy+Jz)φ·(t)+w02(Jy-Jx)ψ(t)=uz(t)+Tdz(t)]]>其中，Jx,Jy,Jz分别为飞行器三轴转动惯量；φ(t),θ(t),ψ(t)分别为飞行器本体坐标系和轨道坐标系之间的三轴欧拉角,即滚转角、俯仰角和偏航角；分别为三轴姿态角速度；分别为三轴姿态角加速度；ux(t),uy(t),uz(t)分别为三轴的控制力矩；Tdx(t),Tdy(t),Tdz(t)分别为三轴的干扰力矩；w0为飞行器轨道角速度；所述将飞轮输出偏差估计器和PID控制器进行复合如下：Tc为PID控制器的输出，为干扰的估计值，即飞轮输出偏差估计器的输出，u(s)是飞轮输出偏差估计器和PID控制器复合后得到的控制输入。