[发明专利]转动惯量时变航天器逆最优自适应姿态跟踪控制方法

说明书

本发明公开了一种转动惯量时变航天器逆最优自适应姿态跟踪控制方法，包括以下步骤：步骤S100：输入指令姿态；步骤S200：计算指令姿态与实际姿态之间的姿态误差量；步骤S300：根据姿态误差量计算线性回归矩阵F₁、F₂、F₃、G₁、G₂和G₃；步骤S400：根据所述线性回归矩阵F₁、F₂、F₃、G₁、G₂和G₃实时计算未知参数向量ξ、θ、η的估计值根据所述估计值设计逆最优自适应控制律；采用该逆最优自适应控制律对受控航天器进行控制。该方法控制的航天器系统能够在转动惯量未知且连续变化的条件下，高精度跟踪指令姿态，相比于传统的自适应姿态控制方法，具有更广的适应性、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

本发明涉及一种转动惯量时变航天器逆最优自适应姿态跟踪控制方法，属于自动控制技术领域。

背景技术

航天器在轨运行时，为了完成它所承担任务，必须确保其本体在空间中相对某个参考坐标系具有期望的指向。航天器姿态控制就是控制航天器的本体在空间中指向的技术，包括姿态机动和姿态跟踪两个方面。姿态机动是将航天器姿态调整到预定的指令姿态方向，待航天器姿态控制稳定后航天器姿态在空间中保持恒定。而姿态跟踪则要求航天器姿态连续跟踪变化的指令姿态，控制稳定后航天器的姿态运动轨迹与指令姿态运动轨迹保持一致。许多空间任务都需要航天器具备姿态跟踪能力，比如对地观测任务中遥感卫星的照相机需要对准地面，导弹预警任务中预警卫星的红外探测器需要要对准移动中的导弹。

航天器的姿态跟踪运动具有非线性、干扰复杂、不确定等特点，因此，姿态跟踪控制已成为航天器控制的难点。已有针对航天器姿态跟踪控制的研究大都基于刚体模型，即假设航天器整体是刚性的，未考虑在轨运行时航天器转动惯量会因为燃料的消耗或转移、太阳能帆板展开、机械臂操作等原因而发生的非刚性改变。自适应控制方法对被控对象的参数摄动具有鲁棒性，为航天器姿态跟踪控制提供了一种有效手段。但是，传统的自适应姿态跟踪控制方法仅将航天器的转动惯量摄动考虑为未知常量，并且没有抑制外部干扰对航天器姿态的影响。现有自适应姿态跟踪控制方法仅能使结构比较简单、外部干扰力矩较小的航天器有效跟踪指令姿态，无法适用于转动惯量连续变化的情况，限制了自适应控制方法在大型复杂航天器上的应用。

发明内容

根据本发明的一个方面提供一种参数时变航天器逆最优自适应姿态跟踪控制方法。该方法在自适应控制方法的基础上，针对大型航天器转动惯量连续变化和受外部干扰显著的问题，结合非线性阻尼技术设计了逆最优自适应控制方案，通过调节控制参数将干扰力矩对姿态跟踪精度的影响削弱到任意小的范围内。

包括以下步骤：

步骤S100：输入指令姿态(R_d,ω_d)；

步骤S200：计算所述指令姿态与实际姿态之间的姿态误差量；

步骤S300：构造线性回归矩阵F₁、F₂、F₃、G₁、G₂和G₃，并根据所述姿态误差量计算所述线性回归矩阵F₁、F₂、F₃、G₁、G₂和G₃；

步骤S400：根据所述线性回归矩阵F₁、F₂、F₃、G₁、G₂和G₃，实时计算未知参数向量ξ、θ、η的估计值根据所述估计值设计逆最优自适应控制律；