[发明专利]一种复合强抗扰姿态控制方法

摘要

一种复合强抗扰姿态控制方法，该方法基于非奇异终端滑模、反步法和观测器，能实现挠性飞行器系统快速、高精度姿态跟踪控制，同时具有强抗扰能力。利用自抗扰控制对扰动的快速、精确估计能力，结合反步控制技术和非奇异终端滑模的强鲁棒性和快速性，实现高性能飞行器姿态跟踪控制。

主权项

1.一种复合强抗扰姿态控制方法，其特征在于步骤如下：(1)建立挠性飞行器系统模型；挠性飞行器系统模型，具体为：其中：d∈R³是外部扰动，δ∈R^4×3为刚体与挠性附件的耦合矩阵，δ^T是δ的转置，η为挠性模态，和分别为η的一阶导数和二阶导数；J₀∈R^3×3为已知的标称惯量矩阵，且为正定矩阵；ΔJ为惯量矩阵中的不确定部分，Ω＝[Ω₁,Ω₂,Ω₃]^T是飞行器在本体坐标系中的角速度分量，是Ω的一阶导数；^×是运算符号，将^×用于向量b＝[b₁,b₂,b₃]^T可得到：L＝diag{2ζ_iω_ni,i＝1,2,...,N}和分别为阻尼矩阵和刚度矩阵，N为模态阶数，ω_ni,i＝1,2,...,N为振动模态频率矩阵，ζ_i,i＝1,2,...,N为振动模态阻尼比；u＝[u₁,u₂,u₃]^T是基于滑模和扩张状态观测器的控制器，sat(u)＝[sat(u₁),sat(u₂),sat(u₃)]^T是执行器产生的实际控制向量，sat(u_i),i＝1,2,3表示执行器的非线性饱和特性且满足sat(u_i)＝sign(u_i)·min{u_mi,|u_i|},i＝1,2,3，sat(u_i)表述为sat(u_i)＝θ_oi+u_i,i＝1,2,3，其中θ_oi,i＝1,2,3为：u_mi,i＝1,2,3是执行器饱和值，超出执行器饱和值部分为θ_o＝[θ_o1,θ_o2,θ_o3]^T，且满足‖θ_o‖≤l_δθ，l_δθ是正实数；(2)利用步骤(1)得到的所述挠性飞行器系统模型，基于四元数建立挠性飞行器运动学误差方程和动力学误差方程；挠性飞行器运动学误差方程和动力学误差方程，具体为：挠性飞行器运动学误差方程：其中:(e_v,e₄)∈R³×R，e_v＝[e₁,e₂,e₃]^T是当前飞行器姿态与期望姿态的误差四元数矢量部分，e₄是标量部分，且满足和分别是e_v、e₄的一阶导数；(q_v,q₄)∈R³×R，q_v＝[q₁,q₂,q₃]^T是描述飞行器姿态的单位四元数矢量部分，q₄是标量部分，且满足q_dv＝[q_d1,q_d2,q_d3]^T是描述期望姿态的单位四元数矢量部分，q_d4是标量部分，且满足Ω_e＝Ω‑CΩ_d＝[Ω_e1 Ω_e2 Ω_e3]^T是建立在本体坐标系和目标坐标系之间的角速度误差向量，Ω_d∈R³是期望角速度向量，是转换矩阵，且满足‖C‖＝1，是C的一阶导数，I₃是3×3单位矩阵；挠性飞行器动力学误差方程为：其中，是Ω_e的一阶导数，Ω_d是期望角速度，是Ω_d的一阶导数；(3)根据步骤(1)、(2)得到的挠性飞行器系统模型、挠性飞行器运动学误差方程和动力学误差方程，基于反步法，确定虚拟控制量；虚拟控制量α具体为：α＝‑K₁e_v‑K₂S_c；其中，K_j＝diag{k_ji}>0,i＝1,2,3,j＝1,2，diag(a₁,a₂,…,a_n)表示对角线元素为a₁,a₂,…,a_n的对角矩阵；定义S_c＝{S_c1,S_c2,S_c3}^T如下:其中p、q是正奇数，且0<q/p<1，k_1i、k_2i，i＝1,2,3是参数；ε_i,i＝1,2,3、ι₁、ι₂是设计参数，sign(a)是符号函数，定义如下：(4)根据步骤(2)中的挠性飞行器运动学误差方程和动力学误差方程，建立有限时间非奇异终端滑模面；(5)根据步骤(1)、(2)得到的挠性飞行器系统模型、挠性飞行器运动学误差方程和动力学误差方程，将总不确定项从模型中分离，确定扩张状态观测器，估计总不确定项；(6)确定基于滑模和扩张状态观测器的控制器，从而实现复合强抗扰姿态控制。