[发明专利]输入饱和航天器无退绕姿态跟踪控制方法

说明书

本发明公开了一种输入饱和航天器无退绕姿态跟踪控制方法，首先由给定的指令姿态和实际姿态计算误差姿态，然后根据反步法设计控制律，包括设计虚拟控制律和采用非线性阻尼设计反馈控制律两步，最后采用扩张状态观测器实时估计集总扰动项，得到姿态跟踪控制量u；采用所得控制量u对航天器进行控制。该方法控制的航天器系统能够在转动惯量未知、外部扰动存在、输入饱和的条件下，高精度跟踪指令姿态。相比于传统的输入饱和姿态控制方法，具有抗扰性和强鲁棒性，为姿态跟踪控制的工程实现提供了有效方案。

技术领域

本发明涉及一种输入饱和航天器无退绕姿态跟踪控制方法，属于自动控制领域。

背景技术

现有的航天器姿态控制方法中，常采用参数化的描述方法来表示航天器的姿态，比如欧拉角、四元数、修正罗德里格参数等，然而这些参数化的描述方法都不能全局且唯一地描述完整的姿态构造空间，还可能引起控制作用下的姿态闭环系统出现退绕现象。退绕现象会导致原本只需小角度姿态机动就可以完成的姿控任务，却要通过相反方向的大角度姿态机动来实现，造成不必要的控制负担。

目前，主要采用两类方法来避免退绕问题：一是在设计姿态控制算法时，采用旋转矩阵描述航天器姿态；二是设计姿态偏差函数，对采用四元数描述姿态的控制算法进行修正。在现有文献中，采用前一种方法时，一般考虑航天器的参数是确定的，限制了这些控制方法的在参数不确定情况下的工程应用；采用后一种方法时，得出的控制力矩是不连续的，会引起抖振问题。

执行器的饱和特性往往会导致控制性能的下降，有时甚至引起系统失稳。现有文献对线性系统中的输入饱和问题进行了充分的研究，而对于航天器这类非线性系统的输入饱和问题则研究不多。近年来，出现了几种处理航天器执行机构饱和特性的方法，比如，逆正切函数法、显式饱和函数法、反缠绕方案和直接设计法等，这些方法将控制量限制在给定的范围内，避免执行器输出达到饱和值。此外，也有的文献将执行器饱和问题放在控制分配环节中进行处理。但是，上述方法并未在考虑执行器饱和特性的同时考虑参数不确定性和外部干扰的影响，也未同时考虑姿态控制的退绕现象，限制了上述现有控制方法的工程适用性。

发明内容

本发明的一方面提供了一种输入饱和航天器无退绕姿态跟踪控制方法，该方法控制的航天器系统能够在转动惯量未知、外部扰动存在、输入饱和的条件下，高精度跟踪指令姿态。相比于传统的输入饱和姿态控制方法，具有抗扰性和强鲁棒性，为姿态跟踪控制的工程实现提供了有效方案。

包括以下步骤：

步骤S100：输入指令姿态(R_d,ω_d)；

步骤S200：计算指令姿态与实际姿态之间的误差量；

步骤S300：构造虚拟控制量所述虚拟控制律为：

式中，K为对称正定矩阵，S为姿态误差向量；

步骤S400：建立被控对象的航天器姿态跟踪运动的数学模型，建立关于所述误差角速度向量与虚拟控制量之差的辅助变量动态数学模型，采用非线性阻尼方法，针对所述航天器姿态跟踪运动的数学模型，并考虑辅助变量动态数学模型设计非线性阻尼控制律，构造扩张状态观测器，通过所述扩张状态观测器实时估计所述集总扰动G，得到所述集总扰动G的估计值代入所述辅助变量动态数学模型中，对所述非线性阻尼控制律所得控制量进行补偿控制，得到姿态跟踪控制量u；

步骤S500：将所述姿态跟踪控制量输入待控制航天器，判断实际姿态与期望姿态的姿态误差角是否满足控制要求，如果不满足则测量受控航天器的实际姿态并返回步骤S200中；

步骤S600：重复步骤S200～S500直至所述待控制航天器的实际姿态满足控制要求。

优选的，所述建立被控对象的航天器姿态跟踪运动的数学模型包括以下步骤：