[发明专利]天文导航的自抗扰控制方法、装置及电子设备

说明书

本申请提供一种天文导航的自抗扰控制方法、装置及电子设备，涉及天文导航技术领域，其中，该方法包括通过获取天文导航系统解算出的观测平台的转动角速度，然后将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，最后根据名义控制量控制飞行器的观测平台转动。本申请提供的技术方案采用自抗扰控制器对观测平台的转动角速度进行反馈控制，进而不需要建立精确的系统数学模型，同时还可以达到很好的控制精度。

技术领域

本申请涉及天文导航技术，尤其涉及一种天文导航的自抗扰控制方法、装置及电子设备，属于天文导航控制技术领域。

背景技术

天文导航系统是飞行器导航系统中一个重要的组成部分，天文导航的工作方式是控制观测平台跟踪观测天体的位置，进而确定飞行器的位置。

观测平台的工作环境比较恶劣，非常容易受到外界环境的影响，比如飞行器内部振动、飞行姿态不平稳、气流干扰等，都会导致观测平台产生振动，并使得探测设备产生光轴方向上的晃动，影响探测设备的观测效果。目前，在观测平台上安装的减震设备能够较好的抑制高频扰动，而低频扰动通常采用伺服控制进行补偿。其中，伺服控制以比例积分微分(Proportion Integration Differentiation，PID)控制为主，通过建立准确的数学模型，并根据该模型设计对应的控制器，在一定程度上对观测结果进行补偿。

但是，建立准确的数学模型需要知道系统的详细参数，而对于飞行器这类复杂系统，详细参数通常难以准确的确定，因而难以达到很好的控制精度。

发明内容

有鉴于此，本申请提供一种天文导航的自抗扰控制方法、装置及电子设备，用于在无需建立准确的系统数学模型时，依然可以达到很好的控制精度。

为了实现上述目的，第一方面，本申请实施例提供一种天文导航的自抗扰控制方法，应用于飞行器，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；

根据名义控制量控制飞行器的观测平台转动。

可选的，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，将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：

将转动角速度输入第一跟踪微分器，得到第一跟踪信息；

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

将误差信息输入误差反馈器，得到误差电压；

根据误差电压和扰动调节信息确定名义控制量，扰动调节信息为根据调节系数和观测扰动确定的，观测扰动是状态观测器基于上一次确定的名义控制量和观测平台的转速确定的。

可选的，根据名义控制量，控制飞行器的观测平台进行转动，包括：

将名义控制量输入第二跟踪微分器，得到名义控制量的一阶导数和二阶导数；

根据名义控制量、名义控制量的一阶导数和二阶导数，确定实际控制量；

根据实际控制量控制飞行器的观测平台进行转动。

可选的，自抗扰控制器为二阶自抗扰控制器。

可选的，第一跟踪信息包括跟踪角速度和跟踪角加速度，观测信息包括观测角速度和观测角加速度；

第一跟踪微分器为：