[发明专利]一种挠性航天器姿态控制系统的强抗扰控制方法

摘要

本发明涉及一种挠性航天器姿态控制系统的强抗扰控制方法，针对含有非线性动态、挠性振动以及测量噪声多源干扰的挠性航天器姿态控制系统；首先，根据挠性航天器的非线性欧拉角运动学和姿态动力学建立系统的多源干扰模型，完成多源干扰的数学表征与建模；其次，在数学表征与建模的基础上设计干扰观测器对挠性振动进行估计；再次，根据干扰观测器的输出设计扩张状态观测器对系统状态及非线性动态进行估计；最后，根据干扰观测器以及扩张状态观测器的估计值设计强抗扰控制器，基于极点配置求解未知增益，完成强抗扰控制器的设计；本发明具有抗干扰能力强、控制精度高等优点，可用于挠性航天器的高精度控制。

主权项

1.一种挠性航天器姿态控制系统的强抗扰控制方法，其特征在于包括以下步骤：第一步，根据挠性航天器的非线性欧拉角运动学和姿态动力学建立系统的多源干扰模型，完成多源干扰的数学表征与建模；第二步，在数学表征与建模的基础上，设计干扰观测器对挠性振动进行估计；第三步，根据干扰观测器的输出，设计扩张状态观测器对系统状态及非线性动态进行估计；第四步，根据干扰观测器以及扩张状态观测器的估计值，设计强抗扰控制器，基于极点配置求解未知增益，完成强抗扰控制器的设计；所述第一步具体实现如下：根据挠性航天器的非线性欧拉角运动学和姿态动力学建立的多源干扰模型Σ1如下所示：其中，表示系统状态，与分别表示x₁与x₂的转置，θ与ψ分别表示挠性航天器的滚动角、俯仰角与偏航角，与分别表示滚动角变化率、俯仰角变化率以及偏航角变化率，表示状态x的时间导数；系数矩阵I_3×3与0_3×3分别表示3行3列的单位矩阵和零矩阵，J＝diag{J_x,J_y,J_z}表示转动惯量矩阵，diag{·}表示由元素构成的对角矩阵，J_x、J_y与J_z分别表示滚动通道、俯仰通道与偏航通道的转动惯量，J^‑1表示J的逆矩阵；u为控制输入，为挠性振动，F表示刚柔耦合矩阵，η表示模态坐标，表示η的时间导数，C＝diag{2ξ₁Ω₁,2ξ₂Ω₂,...,2ξ_nΩ_n}表示阻尼矩阵，其中ξ_i表示模态阻尼，Ω_i表示模态频率，i＝1,2,...,n，n为模态阶数，表示刚度矩阵；姿态敏感器采用地球敏感器和陀螺仪，y表示量测输出，表示测量噪声，v₁表示地球敏感器的测量噪声，v₂表示陀螺仪的测量噪声；表示非线性动态，其表达式为其中，d为外部环境干扰，ω＝[ω_x ω_y ω_z]^T表示绝对角速度，ω_x、ω_y与ω_z分别表示滚动通道、俯仰通道与偏航通道的绝对角速度，表示角加速度，斜对称矩阵表示非线性函数的时间导数，非线性函数的具体表达式为：其中，ω0为常值的轨道角速度，Lbo表示挠性航天器轨道坐标系到本体坐标系的坐标变换矩阵，具体表达式为：由于挠性振动的模态阻尼和模态频率已知，因此，挠性振动采用外部模型Σ2来描述：其中，w为外部模型的状态，为状态w的时间导数，系数矩阵V＝[FD FC]，I_n×n与0_n×n分别表示n行n列的单位矩阵和零矩阵；非线性动态满足一阶可导条件，即其中，h为未知的有界函数；测量噪声v表征为高斯白噪声的形式；所述第二步具体实现如下：基于外部模型Σ2设计挠性振动的干扰观测器为：其中，表示状态w的估计值，表示的时间导数，为挠性振动d₀的估计值，为输出y的估计值，L₀为干扰观测器Σ₃的增益；所述第三步具体实现如下：根据干扰观测器Σ3的输出设计扩张状态观测器为：其中，扩张状态为扩张状态的估计值，表示的时间导数，为输出y的估计值，L₁为扩张状态观测器Σ₄的增益；系数矩阵0_3×6表示3行6列的零矩阵，0_6×3表示6行3列的零矩阵，I_6×6表示6行6列的单位矩阵；所述第四步具体实现如下：设计强抗扰控制器：其中，K为控制器增益，表示状态x的估计值，表示状态z的估计值；干扰观测器的增益以及控制器的增益通过分离定理和极点配置理论来得到：|sI6×6‑(A+BK)|＝(s+λ1)6其中，s代表复变量，I(2n+9)×(2n+9)表示2n+9行2n+9列的单位矩阵，λ0＞0与λ1＞0均为给定的正数，表示系统的带宽，符号|·|表示求解矩阵的行列式。