[发明专利]一种适用于敏捷卫星姿态确定的状态反馈鲁棒非脆弱控制方法

说明书

技术领域

本发明涉及卫星姿态确定的状态反馈鲁棒非脆弱控制方法。

背景技术

敏捷卫星姿态控制系统的设计非常复杂，其控制精度和控制效率对于卫星的飞行任务起着非常关键的作用。由于敏捷卫星工作环境中通常存在很多干扰因素，如模型参数不确定性、陀螺漂移、外界干扰力矩、控制器增益摄动等，这些因素会影响卫星的工作性能，因此需要设计高性能的控制器。在控制系统中，鲁棒性主要指抵抗外界扰动使自身保持稳定性的能力较强，而脆弱性是由于控制器自身摄动引起的，对自身参数变化较敏感。在设计卫星姿态系统的鲁棒非脆弱控制器时，所遇到的一个不可忽略的问题便是系统的控制输入受限，导致现有控制器的脆弱性高及控制输入受限。

发明内容

本发明的目的是为了解决现有控制器的脆弱性高及控制输入受限的问题，而提出了一种适用于敏捷卫星姿态确定的状态反馈鲁棒非脆弱控制方法。

上述的发明目的是通过以下技术方案实现的：

步骤一、根据卫星姿态动力学方程，在模型参数不确定性ΔA、外界干扰力矩w(t)、控制器增益摄动及陀螺漂移d(t)的情况下，获得卫星姿态系统状态方程；

步骤二、根据卫星姿态系统状态方程，获得状态反馈控制器增益矩阵K；

步骤三、给定卫星初始姿态x(0)，根据状态反馈控制器增益矩阵K，获得理论控制输入力矩u(t)；判断理论控制输入力矩是否小于实际控制输入力矩上限，进而确定卫星在t_k时刻的姿态，实际控制输入力矩上限是由执行机构确定的。

发明效果

采用本发明的一种适用于敏捷卫星姿态确定的状态反馈鲁棒非脆弱控制方法，卫星在姿态控制过程中考虑了模型参数不确定性、陀螺漂移、外界干扰力矩、控制器增益摄动因素的影响，将这些不确定因素考虑进卫星姿控系统状态方程，根据系统状态方程中的已知系数矩阵，提出了三个线性矩阵不等式，利用LMI工具箱中的mincx函数求解线性矩阵不等式约束下的凸优化问题，进而获得状态反馈鲁棒非脆弱控制器的增益矩阵，从而解决了控制器的脆弱性高的问题，外加对理论控制输入力矩进行饱和处理，解决了控制输入受限的问题。在同时考虑模型参数不确定性、陀螺漂移、外界干扰力矩以及控制器加法式增益摄动时，可得到卫星的姿态角、姿态角速度以及执行机构提供的控制输入力矩，如图2-图4所示。可以看出，所设计的鲁棒非脆弱控制器可以使卫星闭环姿态控制系统在15s内达到稳定状态，并且在该控制器作用下，卫星的控制输入力矩最大值不超过0.25Nm。在卫星姿态控制领域还没有提到非脆弱控制这个方面；图5的控制输入力矩上限超过了0.25Nm，图4的控制输入力矩上限没有超过0.25Nm。

附图说明

图1为状态反馈鲁棒非脆弱控制器控制的流程图；

图2为状态反馈鲁棒非脆弱控制器作用下卫星的姿态角，其中，实线表示卫星的滚动角，虚线表示卫星的俯仰角，阶段线表示卫星的偏航角，θ为卫星的俯仰角，ψ为卫星的偏航角，为卫星的滚动角，rad为弧度；

图3为状态反馈鲁棒非脆弱控制器作用下卫星的姿态角速度，其中，实线表示卫星的滚动角速度，虚线表示卫星的俯仰角速度，阶段线表示卫星的偏航角速度，rad/s为弧度/秒；

图4为状态反馈鲁棒非脆弱控制器作用下卫星的实际控制输入力矩，其中，实线表示卫星绕滚动轴的实际控制输入力矩，虚线表示卫星绕俯仰轴的实际控制输入力矩，阶段线表示卫星绕偏航轴的实际控制输入力矩，u_x为卫星绕滚动轴的实际控制输入力矩，u_y为卫星绕俯仰轴的实际控制输入力矩，u_z为卫星绕偏航轴的实际控制输入力矩，Nm为牛米；

图5为状态反馈鲁棒非脆弱控制器作用下卫星的理论控制输入力矩，其中，实线表示卫星绕滚动轴的理论控制输入力矩，虚线表示卫星绕俯仰轴的理论控制输入力矩，阶段线表示卫星绕偏航轴的理论控制输入力矩。

具体实施方式

具体实施方式一：结合图1说明本实施方式，一种适用于敏捷卫星姿态确定的状态反馈鲁棒非脆弱控制方法，其特征在于，一种适用于敏捷卫星姿态确定的状态反馈鲁棒非脆弱控制方法具体是按以下步骤进行的：

步骤一、根据卫星姿态动力学方程，在模型参数不确定性ΔA、外界干扰力矩w(t)、控制器增益摄动及陀螺漂移d(t)的情况下，获得卫星姿态系统状态方程；

步骤二、根据卫星姿态系统状态方程，获得状态反馈控制器增益矩阵K；