CN110618694B - 一种空间拦截器鲁棒姿态控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种空间拦截器鲁棒姿态控制方法，包括以下步骤：步骤1，建立飞行器姿态模型步骤2，设计鲁棒非线性姿态稳定控制器。

Description

一种空间拦截器鲁棒姿态控制方法

技术领域

本发明涉及一种飞行器控制技术，特别是一种空间拦截器鲁棒姿态控制方法。

背景技术

由三个欧拉角的最少元素表示法，一个空间拦截器精确的姿态运动描述表示为一组多输入多输出、交叉耦合的非线性方程组。对于使用欧拉角描述法表示的空间拦截器姿态控制问题，现有的技术是采用backsteppng控制方法设计了非线性姿态控制律，然而并没有考虑在外部扰动变化缓慢的条件下姿态控制的鲁棒性，也没有考虑在外部扰动变化缓慢的条件下姿态稳定控制的稳态精度问题。

发明内容

本发明的目的在于提供一种空间拦截器鲁棒姿态控制方法。

实现本发明目的的技术方案为：一种空间拦截器鲁棒姿态控制方法，包括以下步骤：

步骤1，建立飞行器姿态模型

步骤2，设计鲁棒非线性姿态稳定控制器。

进一步地，步骤1中所述的飞行器姿态模型为欧拉角描述的姿态运动学模型

其中，θ表示俯仰角，ψ表示偏航角，γ表示倾斜角，ω＝[ω_x ω_y ω_z]^T是体坐标系下角速度向量。

进一步地，步骤2中所述的鲁棒非线性姿态稳定控制器为

其中，J表示体坐标系下的名义转动惯量矩阵，α₂是虚拟控制量，c₃和c₄是正常数，

x₂＝[θ ψ γ]^T

x₃＝[ω_x ω_y ω_z]^T

z₂＝x₂-α₁

z₃＝x₃-α₂

α₁、α₂是虚拟控制量，c₃和c₄是正常数，Γ是一个正定对角矩阵，L为线性操作符。

本发明于backsteppng系统化控制技术，通过对空间飞行器存在变化缓慢外部扰动进行自适应估计，使得对空间飞行器进行姿态稳定控制时对变化缓慢外部扰动具有鲁棒性，由于在设计中引入了姿态欧拉角的积分，相对于以往的控制算法，可以提高在外部扰动变化缓慢的条件下姿态稳定控制的稳态精度，使用自适应控制方案对飞行器惯性参数进行估计，适用于空间飞行器惯性参数未知的情况。

下面结合说明书附图对本发明做进一步描述。

附图说明

图1为欧拉角稳定示意图，其中a)为俯仰角稳定示意图，b)为偏航角稳定示意图，c)为滚动角稳定示意图。

图2为角速度示意图，其中a)为角速度ω_x示意图，b)为角速度ω_y示意图，c)为角速度ω_z示意图。

图3为控制力拒示意图，其中a)为控制力矩T_x示意图，b)为控制力矩T_y，c)为控制力矩T_z示意图。

图4为本发明的方法流程示意图。

具体实施方式

一种空间拦截器鲁棒姿态控制方法，包括以下步骤：

步骤1，建立飞行器姿态模型

步骤2，生化危机鲁棒非线性姿态稳定控制器。

具体的

步骤1具体过程如下：

步骤1.1，姿态动力学模型

考虑外部扰动力矩，一个刚体飞行器的姿态动力学模型由下式描述

式中，J＝diag[J_x J_y J_z]表示体坐标系下的名义转动惯量矩阵；ω＝[ω_x ω_yω_z]^T是体坐标系下角速度向量；u＝[T_xT_yT_z]^T是控制力矩，可由反作用控制推进器产生；F(t)是外部扰动力矩向量，假设在本专利的设计中F(t)变化缓慢；操作符号ω×作用在ω＝[ω_x ω_y ω_z]^T上形成反对称阵：

步骤1.2，欧拉角描述的姿态运动学模型

飞行器的姿态运动采用欧拉角描述的数学模型。用θ表示俯仰角，ψ表示偏航角，γ表示倾斜角。采用ψ→θ→γ(2→3→1)转序得到欧拉角描述的姿态运动学方程

这些用欧拉角描述的方程的的优点是物理意义明确，并且是飞行器姿态的最少元素表示法。但是，三个欧拉角的姿态表示有奇异性的问题，方程式和方程式显示奇异点在θ＝±90°。因此，在某些实际情况下，某一个特定的旋转顺序可能是首选。在许多工程姿态控制问题中，这个姿态描述可以被采用，因为工作的俯仰角θ不接近±90°。从形式上看，这些方程对于ω_x、ω_y和ω_z来说都是线性的，但是对于欧拉角来说是非线性的。

步骤2的具体过程为：

定义向量xθ＝[θ ψ γ]^T，x₃＝[ω_x ω_y ω_z]^T，x₁＝∫x₂dt∈R³。

总的姿态稳定系统表示成

式中

定义

z₁＝x₁，z₂＝x₂-α₁，z₃＝x₃-α₂

式中，α₁和α₂是虚拟控制量，可以得到

令

α₁＝-c₁x₁

式中，c₁是一个正常数。可以得到

令

式中，c₂是一个正常数。可以得到

设

为F的估计值，F的估计误差为

假设外部扰动力矩F(t)变化缓慢，取

为系统构造一个Lyapunov函数

对上式沿着系统求导可得

设计鲁棒非线性姿态稳定控制器

式中，c₃和c₄是正常数。

从而可以得到

从图1可见，鲁棒非线性姿态稳定控制器提供了较好的瞬态过程，正如在图1(a)、图1(b)和图1(c)中所见，瞬态过程过后，飞行器的姿态稳定到0，稳定控制过程中欧拉角有较小的稳定超调。

图1表明鲁棒非线性姿态稳定控制器可以减轻变化缓慢外部干扰的影响,实现了较好的稳定控制性能。鲁棒非线性稳定控制律作用下的角速度和控制力矩分别绘制在图2和图3，由图可见，暂态过程过后，角速度趋近于0，说明姿态欧拉角稳定下来，变化很小，控制力矩变成小量，说明需要输出较小的力矩就能达到控制效果。

实施例

使用技术方案中系统设计的鲁棒非线性姿态稳定控制器，可以对空间拦截器进行自动控制。这部分将通过数值仿真分析说明具体实施方式和验证所提出控制算法的有效性。假设飞行器的转动惯量为J_x＝0.3kgm²，J_y＝J_z＝2kgm²。飞行器的初始姿态角为θ(0)＝40°，ψ(0)＝-40°，γ(0)＝10°，初始角速度为ω_x(0)＝0°/s，ω_y(0)＝0°/s，ω_z(0)＝0°/s。执行机构的饱和限制为5Nm。假设飞行器进行从一个静态到另一个静态的姿态机动，终端姿态角为0。由于在本专利的设计中假设F(t)变化缓慢，可以假设

F(t)＝[0.15sin(0.1t)0.2sin(0.1t)0.1sin(0.1t)]^TNm (9)

控制器中的参数取为c₁＝0.2，c₂＝11，c₃＝11，选取c₄＝30，

滤波器的时间常数为τ_i＝0.01s，i＝1,2,3。

为了改善暂态过程，仿真中对欧拉角指令进行了规划，把暂态过程设计为斜坡信号(见图1)。

Claims (1)

1.一种空间拦截器鲁棒姿态控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1，建立飞行器姿态模型；

步骤2，设计鲁棒非线性姿态稳定控制器；

步骤1具体过程如下：

步骤1.1，姿态动力学模型

考虑外部扰动力矩，一个刚体飞行器的姿态动力学模型由下式描述

式中，J＝diag[J_x J_y J_z]表示体坐标系下的名义转动惯量矩阵；ω＝[ω_x ω_y ω_z]^T是体坐标系下角速度向量；u＝[T_x T_y T_z]^T是控制力矩，可由反作用控制推进器产生；F(t)是外部扰动力矩向量，操作符号ω×作用在ω＝[ω_x ω_y ω_z]^T上形成反对称阵：

步骤1.2，欧拉角描述的姿态运动学模型

飞行器的姿态运动采用欧拉角描述的数学模型；用θ表示俯仰角，ψ表示偏航角，γ表示倾斜角，采用ψ→θ→γ(2→3→1)转序得到欧拉角描述的姿态运动学方程

步骤2，设计鲁棒非线性姿态稳定控制器，具体过程为：

定义向量x₂＝[θ ψ γ]^T，x₃＝[ω_x ω_y ω_z]^T，x₁＝∫x₂dt∈R³，

总的姿态稳定系统表示成

式中

定义

z₁＝x₁，z₂＝x₂-α₁，z₃＝x₃-α₂

式中，α₁和α₂是虚拟控制量，可以得到

令

α₁＝-c₁x₁

式中，c₁是一个正常数；可以得到

令

式中，c₂是一个正常数；可以得到

设

为F的估计值，F的估计误差为

假设外部扰动力矩F(t)变化缓慢，取

为系统构造一个Lyapunov函数

对上式沿着系统求导可得

设计鲁棒非线性姿态稳定控制器

式中，c₃和c₄是正常数，

从而可以得到

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