[发明专利]天文导航的自抗扰控制方法、装置及电子设备

权利要求书

1.一种天文导航的自抗扰控制方法，应用于飞行器，其特征在于，包括：

获取天文导航系统解算出的观测平台的转动角速度；

将所述转动角速度输入自抗扰控制器进行反馈控制，得到名义控制量；

根据所述名义控制量控制所述飞行器的观测平台转动。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述自抗扰控制器包括第一跟踪微分器、状态观测器和误差反馈器，所述将所述转动角速度输入自抗扰控制器进行反馈控制，得到名义控制量，包括：

将所述转动角速度输入所述第一跟踪微分器，得到第一跟踪信息；

根据所述第一跟踪信息和观测信息确定误差信息，所述观测信息为所述状态观测器基于上一次确定的名义控制量和所述观测平台的转速确定的；

将所述误差信息输入所述误差反馈器，得到误差电压；

根据所述误差电压和扰动调节信息确定所述名义控制量，所述扰动调节信息为根据调节系数和观测扰动确定的，所述观测扰动是所述状态观测器基于上一次确定的名义控制量和所述观测平台的转速确定的。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述根据所述名义控制量，控制所述飞行器的观测平台进行转动，包括：

将所述名义控制量输入第二跟踪微分器，得到所述名义控制量的一阶导数和二阶导数；

根据所述名义控制量、所述名义控制量的一阶导数和二阶导数，确定实际控制量；

根据所述实际控制量控制所述飞行器的观测平台进行转动。

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述自抗扰控制器为二阶自抗扰控制器。

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述第一跟踪信息包括跟踪角速度和跟踪角加速度，所述观测信息包括观测角速度和观测角加速度；

所述第一跟踪微分器为：

其中，f_han表示二阶离散系统最优控制函数，r表示第一控制量增益，h表示精度因子，v₁(k)表示k时刻的跟踪角速度，v₂(k)表示k时刻的跟踪角加速度；

所述状态观测器为：

其中，z₁(k)表示k时刻的观测角速度，z₂(k)表示k时刻的观测角加速度，z₃(k)表示k时刻的观测扰动，β表示第一采样补偿，β₂表示第二采样补偿，β₃表示第三采样补偿，f_al表示非线性函数，δ表示f_al的线性区间宽度，b表示控制增量，U表示控制输入，y(k)表示k时刻的观测平台的转速；

所述误差反馈器为：

其中，c表示阻尼系数，r₁表示第二控制量增益，e₁(k)表示k时刻的第一误差信息，e₂(k)表示k时刻的第二误差信息，U₀(k)表示k时刻的误差电压，U(k)表示k时刻的名义控制量；

所述第二跟踪微分器为：

其中，r₂表示第三控制量增益，x₁(k)表示名义控制量的二阶导数，x₂(k)表示名义控制量的一阶导数，g(k)表示名义控制量。

6.根据权利要求2-5任一项所述的方法，其特征在于，所述根据所述第一跟踪信息和观测信息确定误差信息，包括：

根据预先确定的相位超前校正量对所述第一跟踪信息进行超前校正；

根据所述观测信息和校正后的第一跟踪信息确定所述误差信息。

7.一种天文导航的自抗扰控制装置，应用于飞行器，其特征在于，包括：

获取模块，用于获取天文导航系统解算出的观测平台的转动角速度；

自抗扰模块，用于将所述转动角速度输入自抗扰控制器进行反馈控制，得到名义控制量；

控制模块，用于根据所述名义控制量，控制所述飞行器的观测平台转动。