CN109669471B - 小天体悬停姿轨耦合自抗扰控制方法 - Google Patents

小天体悬停姿轨耦合自抗扰控制方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开的小天体悬停姿轨耦合自抗扰控制方法，特别涉及一种基于扩张状态观测器的小天体悬停姿轨一体控制方法，属于深空探测领域。本发明实现方法包括如下步骤：步骤1，建立小天体悬停姿轨一体动力学模型；步骤2，通过构造扩张状态观测器，对影响系统输出的各种扰动作用进行实时估计，通过实时估计结果在非线性控制律中进行动态补偿，实现对复杂非线性系统的良好控制，降低环境扰动对系统控制精度的影响，从而实现探测器精确悬停在预定悬停点。本发明能够实现小天体悬停姿轨耦合自抗扰控制，进而能够获得探测器相对目标悬停点的位置、速度以及姿态的全状态高精度控制，满足精确悬停任务需求。

Description

小天体悬停姿轨耦合自抗扰控制方法
技术领域
本发明涉及一种小天体悬停控制方法，特别涉及一种基于扩张状态观测器的小天体悬停姿轨一体控制方法，属于深空探测领域。
背景技术
小天体悬停探测是小天体探测任务的一个关键内容，单纯依靠地面观测难以对目标小天体的物理参数进行精确测量，需要在目标小天体附近进行长时间悬停探测，利用星载相机和激光雷达对目标天体地形数据库，不规则引力场，自旋状态等相关物理参数进行在轨测量。考虑到星载相机和激光雷达的指向需求，在传统的仅对探测器进行轨道控制的基础上，近年来各国研究人员针对小天体姿轨一体控制方法进行了大量研究。
在实际任务过程中，由于动力学模型中探测器质量、转动惯量、引力场等参数存在不确定性和偏差，同时太阳光压、第三体引力摄动等外界未知扰动也对探测器运动产生较大的影响，从而进一步增加探测器的控制难度。因此，设计一种抑制系统内部不确定性和外部扰动的控制器是实现小天体定点悬停的关键。
发明内容
为了抑制系统的不确定性和干扰，本发明公开的小天体悬停姿轨耦合自抗扰控制方法目的是：提供一种小天体悬停自抗扰姿轨一体控制方法，通过构造扩张状态观测器，对能够影响系统输出的各种扰动作用进行实时估计，并进行动态补偿，实现对复杂非线性系统的良好控制，降低环境扰动对系统控制精度的影响，从而实现探测器精确悬停在预定悬停点。
本发明目的是通过下述技术方案实现的。
本发明公开的小天体悬停姿轨耦合自抗扰控制方法，包括如下步骤：
步骤1：建立小天体悬停姿轨一体动力学模型。
Figure BDA0001907981710000021
式中，
Figure BDA0001907981710000022
为探测器相对目标悬停点的对偶四元数，
Figure BDA0001907981710000023
为
Figure BDA0001907981710000024
的共轭，
Figure BDA0001907981710000025
为探测器相对目标悬停点的角速度旋量在探测器本体坐标系下的投影，
Figure BDA0001907981710000026
为目标悬停点的角速度旋量，
Figure BDA0001907981710000027
为
Figure BDA0001907981710000028
的导数，
Figure BDA0001907981710000029
为探测器对偶惯量矩阵，
Figure BDA00019079817100000210
为探测器对偶惯量矩阵的逆，
Figure BDA00019079817100000211
为作用于探测器质心的对偶引力，
Figure BDA00019079817100000212
为作用于探测器质心的对偶控制力，
Figure BDA00019079817100000213
为作用于探测器质心的对偶扰动力。
步骤2：通过构造扩张状态观测器，对影响系统输出的各种扰动作用进行实时估计，通过实时估计结果在非线性控制律中并进行动态补偿，实现对复杂非线性系统的良好控制，降低环境扰动对系统控制精度的影响，从而实现探测器精确悬停在预定悬停点。
步骤2具体实现方法如下：
步骤2.1：利用小天体悬停姿轨一体动力学模型中
Figure BDA00019079817100000214
作为虚拟控制量对
Figure BDA00019079817100000215
进行控制，使
Figure BDA00019079817100000216
能够实现对
Figure BDA00019079817100000217
的实时跟踪。
控制目标是使
Figure BDA00019079817100000218
跟踪目标值
Figure BDA00019079817100000219
Figure BDA00019079817100000220
趋于0。影响小天体悬停姿轨一体动力学系统输出的各种扰动包括由于燃料消耗对偶惯量矩阵
Figure BDA00019079817100000221
的变化和外界复杂环境带来的干扰
Figure BDA00019079817100000222
期望达到状态对应的误差对偶四元数为
Figure BDA00019079817100000223
为了达到利用虚拟控制量
Figure BDA00019079817100000224
驱动
Figure BDA00019079817100000225
的目的，设计虚拟控制量的形式如下
Figure BDA00019079817100000226
其中fal(e,τi,δi),i＝1,2,3为非线性函数，表达式为
Figure BDA00019079817100000227
α1，τ1，δ1为待整定的参数，通过调整待整定的参数α1，τ1，δ1，使
Figure BDA00019079817100000228
能够实现对
Figure BDA00019079817100000229
的实时跟踪。
步骤2.2：构建扩张状态观测器，对步骤2.1所述的对偶惯量矩阵
Figure BDA00019079817100000230
的变化和外界复杂环境带来的干扰
Figure BDA00019079817100000231
进行实时估计。
针对式(1)的第二式给出扩张状态观测器的形式
Figure BDA0001907981710000031
其中，
Figure BDA0001907981710000032
为观测器的输出，h1为观测器采样周期，β01，β02，τ2，δ2为待整定参数，通过调整待整定参数β01，β02，τ2，δ2，实现对步骤2.1所述的对偶惯量矩阵
Figure BDA0001907981710000033
的变化和外界复杂环境带来的干扰
Figure BDA0001907981710000034
实时估计。
步骤2.3：利用跟踪微分器对角速度旋量误差
Figure BDA0001907981710000035
进行平滑处理。
利用如公式(5)所示跟踪微分器对角速度旋量误差
Figure BDA0001907981710000036
进行平滑处理。
Figure BDA0001907981710000037
其中，fhan(x1,x2,r,h)为最速跟踪控制综合函数，参数r0为跟踪微分器的快速因子，参数h0为跟踪微分器的滤波因子，h2为积分步长，其表达式为
Figure BDA0001907981710000038
步骤2.4：将步骤2.2所述的扩张状态观测器估计出的系统扰动与步骤2.3所述的跟踪微分器产生的跟踪信号进行组合，得到控制系统最终的控制量，实现对复杂非线性系统的良好控制，降低环境扰动对系统控制精度的影响，从而实现探测器精确悬停在预定悬停点。
对于步骤1所述的小天体悬停姿轨一体动力学系统，将步骤2.2所述的扩张状态观测器估计出的系统扰动与步骤2.3所述的跟踪微分器产生的跟踪信号进行组合，得到控制系统最终控制律为
Figure BDA0001907981710000041
其中，α2，τ3，δ3为待整定的参数。
通过调整待整定参数α2，τ3，δ3得到控制系统最终的控制量，实现对复杂非线性系统的良好控制，降低环境扰动对系统控制精度的影响，从而实现探测器精确悬停在预定悬停点。
有益效果：
1、本发明公开的小天体悬停姿轨耦合自抗扰控制方法，针对系统内部参数摄动和外部干扰等不确定性，通过构造扩张状态观测器，对影响系统输出的各种扰动作用进行实时估计，通过实时估计结果在非线性控制律中并进行动态补偿，实现对复杂非线性系统的良好控制，降低环境扰动对系统控制精度的影响，从而实现探测器精确悬停在预定悬停点。
2、本发明公开的小天体悬停姿轨耦合自抗扰控制方法，实现小天体悬停姿轨耦合自抗扰控制，进而能够获得探测器相对目标悬停点的位置、速度以及姿态的全状态高精度控制，满足精确悬停任务需求。
附图说明
图1为本发明公开的小天体悬停姿轨耦合自抗扰控制方法的流程图；
图2为具体实施方式中控制方法的控制回路；
图3为具体实施方式中探测器位置在小天体固连坐标系下的误差变化；
图4为具体实施方式中探测器速度在小天体固连坐标系下的误差变化；
图5为具体实施方式中探测器姿态误差变化；
图6为具体实施方式中探测器角速度在小天体固连坐标系下的误差变化；
图7为具体实施方式中探测器在小天体质心惯性系下的悬停轨迹。
具体实施方式
为了更好的说明本发明的目的和优点，下面结合附图与实施例对本发明作进一步说明。
实施例1：
为了验证方法的可行性，针对小天体悬停姿轨耦合控制问题，探测器在小天体固连系下的初始位置为[-500,15000,500]Tm，初始速度为[0.05,0.02,-0.03]Tm/s，初始姿态为[0.4359,0.6,-0.6,0.3]T，初始角速度为[-0.05,0.1,0.05]Trad/s。
如图1所示，本实例公开的小天体悬停姿轨耦合自抗扰控制方法，具体实施方法如下：
步骤1：建立小天体悬停姿轨一体动力学模型。
Figure BDA0001907981710000051
式中，
Figure BDA0001907981710000052
为探测器相对目标悬停点的对偶四元数，
Figure BDA0001907981710000053
为
Figure BDA0001907981710000054
的共轭，
Figure BDA0001907981710000055
为探测器相对目标悬停点的角速度旋量在探测器本体坐标系下的投影，
Figure BDA0001907981710000056
为目标悬停点的角速度旋量，
Figure BDA0001907981710000057
为
Figure BDA0001907981710000058
的导数，
Figure BDA0001907981710000059
为探测器对偶惯量矩阵，
Figure BDA00019079817100000510
为探测器对偶惯量矩阵的逆，
Figure BDA00019079817100000511
为作用于探测器质心的对偶引力，
Figure BDA00019079817100000512
为作用于探测器质心的对偶控制力，
Figure BDA00019079817100000513
为作用于探测器质心的对偶扰动力。
步骤2：通过构造扩张状态观测器，对影响系统输出的各种扰动作用进行实时估计，通过实时估计结果在非线性控制律中并进行动态补偿，实现对复杂非线性系统的良好控制，降低环境扰动对系统控制精度的影响，从而实现探测器精确悬停在预定悬停点。
步骤2具体实现方法如下：
步骤2.1：利用小天体悬停姿轨一体动力学模型中
Figure BDA00019079817100000514
作为虚拟控制量对
Figure BDA00019079817100000515
进行控制，使
Figure BDA00019079817100000516
能够实现对
Figure BDA00019079817100000517
的实时跟踪。
控制目标是使跟踪目标值
Figure BDA00019079817100000519
Figure BDA00019079817100000520
趋于0。影响小天体悬停姿轨一体动力学系统输出的各种扰动包括由于燃料消耗对偶惯量矩阵
Figure BDA00019079817100000521
的变化和外界复杂环境带来的干扰
Figure BDA00019079817100000522
期望达到状态对应的误差对偶四元数为
Figure BDA00019079817100000523
为了达到利用虚拟控制量驱动
Figure BDA0001907981710000061
的目的，设计虚拟控制量的形式如下
Figure BDA0001907981710000062
其中fal(e,τi,δi),i＝1,2,3为非线性函数，表达式为
Figure BDA0001907981710000063
α1，τ1，δ1为待整定的参数，通过调整待整定的参数α1，τ1，δ1，使
Figure BDA0001907981710000064
能够实现对
Figure BDA0001907981710000065
的实时跟踪。
步骤2.2：构建扩张状态观测器，对步骤2.1所述的对偶惯量矩阵
Figure BDA0001907981710000066
的变化和外界复杂环境带来的干扰
Figure BDA0001907981710000067
进行实时估计。
针对式(1)的第二式给出扩张状态观测器的形式
Figure BDA0001907981710000068
其中，
Figure BDA0001907981710000069
为观测器的输出，h1为观测器采样周期，β01，β02，τ2，δ2为待整定参数，通过调整待整定参数β01，β02，τ2，δ2，实现对步骤2.1所述的对偶惯量矩阵
Figure BDA00019079817100000610
的变化和外界复杂环境带来的干扰
Figure BDA00019079817100000611
实时估计。
步骤2.3：利用跟踪微分器对角速度旋量误差
Figure BDA00019079817100000612
进行平滑处理。
利用如公式(5)所示跟踪微分器对角速度旋量误差
Figure BDA00019079817100000613
进行平滑处理。
Figure BDA00019079817100000614
其中，fhan(x1,x2,r,h)为最速跟踪控制综合函数，参数r0为跟踪微分器的快速因子，参数h0为跟踪微分器的滤波因子，h2为积分步长，其表达式为
Figure BDA0001907981710000071
步骤2.4：将步骤2.2所述的扩张状态观测器估计出的系统扰动与步骤2.3所述的跟踪微分器产生的跟踪信号进行组合，得到控制系统最终的控制量，实现对复杂非线性系统的良好控制，降低环境扰动对系统控制精度的影响，从而实现探测器精确悬停在预定悬停点。
对于步骤1所述的小天体悬停姿轨一体动力学系统，将步骤2.2所述的扩张状态观测器估计出的系统扰动与步骤2.3所述的跟踪微分器产生的跟踪信号进行组合，得到控制系统最终控制律为
Figure BDA0001907981710000072
其中，α2，τ3，δ3为待整定的参数。
通过调整待整定参数α2，τ3，δ3得到控制系统最终的控制量，实现对复杂非线性系统的良好控制，降低环境扰动对系统控制精度的影响，从而实现探测器精确悬停在预定悬停点。
整个过程中首先调整α1,α2保证控制器在正常条件下能够稳定工作，然后加入跟踪微分器进一步调节α1,α2等参数优化动态性能，最后加入扩张状态观测器环节并调节参数
Figure BDA0001907981710000073
可以跟踪相应状态，保证总扰动增大时的控制精度，整个调节过程按照先调节姿态参数后调节位置参数的顺序进行。
从图3至图6可以看出，通过构建扩张状态观测器，探测器相对目标悬停点在小天体固连系下的位置误差、速度误差、姿态误差以及角速度误差均能快速收敛，实现对复杂非线性系统的良好控制，降低环境扰动对系统控制精度的影响，该控制方法能够实现小天体探测器精确悬停控制。
以上所述的具体描述，对发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (5)

1.小天体悬停姿轨耦合自抗扰控制方法，其特征在于：包括如下步骤，
步骤1：建立小天体悬停姿轨一体动力学模型；
Figure FDA0002412462040000011
式中，
Figure FDA0002412462040000012
为探测器相对目标悬停点的对偶四元数，
Figure FDA0002412462040000013
为
Figure FDA0002412462040000014
的共轭，
Figure FDA0002412462040000015
为探测器相对目标悬停点的角速度旋量在探测器本体坐标系下的投影，
Figure FDA0002412462040000016
为目标悬停点的角速度旋量，
Figure FDA0002412462040000017
为.
Figure FDA0002412462040000018
.的导数，
Figure FDA0002412462040000019
为探测器对偶惯量矩阵，
Figure FDA00024124620400000110
为探测器对偶惯量矩阵的逆，
Figure FDA00024124620400000111
为作用于探测器质心的对偶引力，
Figure FDA00024124620400000112
为作用于探测器质心的对偶控制力，
Figure FDA00024124620400000113
为作用于探测器质心的对偶扰动力；
步骤2：通过构造扩张状态观测器，对影响系统输出的各种扰动作用进行实时估计，通过实时估计结果在非线性控制律中进行动态补偿，实现对复杂非线性系统的良好控制，降低环境扰动对系统控制精度的影响，从而实现探测器精确悬停在预定悬停点。
步骤2具体实现方法如下，
步骤2.1：利用小天体悬停姿轨一体动力学模型中
Figure FDA00024124620400000114
作为虚拟控制量对
Figure FDA00024124620400000115
进行控制，使
Figure FDA00024124620400000116
能够实现对
Figure FDA00024124620400000117
的实时跟踪；
步骤2.2：构建扩张状态观测器，对步骤2.1所述的对偶惯量矩阵
Figure FDA00024124620400000118
的变化和外界复杂环境带来的干扰
Figure FDA00024124620400000119
进行实时估计；
步骤2.3：利用跟踪微分器对角速度旋量误差
Figure FDA00024124620400000120
进行平滑处理；
步骤2.4：将步骤2.2所述的扩张状态观测器估计出的系统扰动与步骤2.3所述的跟踪微分器产生的跟踪信号进行组合，得到控制系统最终的控制量，实现对复杂非线性系统的良好控制，降低环境扰动对系统控制精度的影响，从而实现探测器精确悬停在预定悬停点。
2.如权利要求1所述的小天体悬停姿轨耦合自抗扰控制方法，其特征在于：步骤2.1具体实现方法为，
控制目标是使
Figure FDA00024124620400000121
跟踪目标值
Figure FDA00024124620400000122
，
Figure FDA00024124620400000123
趋于0；影响小天体悬停姿轨一体动力学系统输出的各种扰动包括由于燃料消耗对偶惯量矩阵
Figure FDA00024124620400000124
的变化和外界复杂环境带来的干扰
Figure FDA00024124620400000125
；
期望达到状态对应的误差对偶四元数为
Figure FDA0002412462040000025
，为了达到利用虚拟控制量
Figure FDA0002412462040000026
驱动
Figure FDA0002412462040000027
的目的，设计虚拟控制量的形式如下
Figure FDA0002412462040000021
其中fal(e，τi，δi)，i＝1，2，3为非线性函数，表达式为
Figure FDA0002412462040000022
α1，τ1，δ1为待整定的参数，通过调整待整定的参数α1，τ1，δ1，使
Figure FDA0002412462040000028
能够实现对
Figure FDA0002412462040000029
的实时跟踪。
3.如权利要求2所述的小天体悬停姿轨耦合自抗扰控制方法，其特征在于：步骤2.2具体实现方法为，
针对式的第二式给出扩张状态观测器的形式
Figure FDA0002412462040000023
其中，
Figure FDA00024124620400000210
，
Figure FDA00024124620400000211
为观测器的输出，h1为观测器采样周期，β01，β02，τ2，δ2为待整定参数，通过调整待整定参数β01，β02，τ2，δ2，实现对步骤2.1所述的对偶惯量矩阵
Figure FDA00024124620400000212
的变化和外界复杂环境带来的干扰
Figure FDA00024124620400000213
实时估计。
4.如权利要求3所述的小天体悬停姿轨耦合自抗扰控制方法，其特征在于：步骤2.3具体实现方法为，
利用如公式所示跟踪微分器对角速度旋量误差
Figure FDA00024124620400000214
进行平滑处理；
Figure FDA0002412462040000024
其中，fhan(x1，x2，r，h)为最速跟踪控制综合函数，参数r0为跟踪微分器的快速因子，参数h0为跟踪微分器的滤波因子，h2为积分步长，其表达式为
Figure FDA0002412462040000031
5.如权利要求4所述的小天体悬停姿轨耦合自抗扰控制方法，其特征在于：步骤2.4具体实现方法为，
对于步骤1所述的小天体悬停姿轨一体动力学系统，将步骤2.2所述的扩张状态观测器估计出的系统扰动与步骤2.3所述的跟踪微分器产生的跟踪信号进行组合，得到控制系统最终控制律为
Figure FDA0002412462040000032
其中，α2，τ3，δ3为待整定的参数；
通过调整待整定参数α2，τ3，δ3得到控制系统最终的控制量，实现对复杂非线性系统的良好控制，降低环境扰动对系统控制精度的影响，从而实现探测器精确悬停在预定悬停点。
CN201811540524.4A 2018-12-17 2018-12-17 小天体悬停姿轨耦合自抗扰控制方法 Active CN109669471B (zh)

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* Cited by examiner, † Cited by third party
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CN112214890B (zh) * 2020-10-10 2022-12-23 北京理工大学 一种小天体探测器绕飞轨道跟踪控制方法
CN113110559B (zh) * 2021-05-13 2022-03-18 北京理工大学 一种小天体表面弹跳运动最优控制方法
CN113619814B (zh) * 2021-06-29 2023-06-06 北京控制工程研究所 一种交会对接最后逼近段相对姿轨耦合控制方法

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106094855A (zh) * 2016-07-27 2016-11-09 浙江工业大学 一种四旋翼无人机的终端协同控制方法

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103019091B (zh) * 2012-12-20 2015-04-22 北京航空航天大学 一种基于线性扩张状态观测器的柔性航天器容错姿态控制方法
US9690354B1 (en) * 2013-05-06 2017-06-27 AGGIOS, Inc. Automatic energy design and management system for assessing system components' energy consumption, compiling energy management control and optimizing energy usage
CN104865968B (zh) * 2015-04-22 2017-06-23 浙江工业大学 一种采用串级自抗扰控制技术的四旋翼飞行器悬停控制方法
CN104932520B (zh) * 2015-05-25 2018-01-09 北京航空航天大学 一种存在测量误差下的航天器雨滴形状悬停构型控制方法
CN106054606B (zh) * 2016-06-12 2019-01-11 金陵科技学院 基于级联观测器的无模型控制方法
CN107367942B (zh) * 2017-08-31 2020-04-21 北京理工大学 一种小天体定点悬停常推力控制方法
CN108153322B (zh) * 2017-12-06 2019-03-29 北京航空航天大学 一种考虑时变的转动惯量的航天器姿态跟踪自适应容错控制方法

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106094855A (zh) * 2016-07-27 2016-11-09 浙江工业大学 一种四旋翼无人机的终端协同控制方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
《ON THE STRATEGY OF SPACE STATION INJECTION IN THE POINT OF EARTH-MOON LIBRATION》;R.K. TCHUYAN 等;《Acta Astronautica》;19991231;第109-112页 *
《基于扩展状态深空探测器任务规划方法》;金颢 等;《深空探测学报》;20181215;第569-574页 *

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