CN113138612A - 天文导航的自抗扰控制方法、装置及电子设备 - Google Patents
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Abstract
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。
Description
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：
其中，fhan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；
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，fal表示非线性函数，δ表示fal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；
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；
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。
可选的，根据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第一跟踪信息进行超前校正；
根据观测信息和校正后的第一跟踪信息确定误差信息。
第二方面，本申请实施例提供一种天文导航的自抗扰控制装置，应用于飞行器，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，用于根据名义控制量，控制飞行器的观测平台转动。
可选的，自抗扰模块具体用于：
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，控制模块具体用于：
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：
其中，fhan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；
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，fal表示非线性函数，δ表示fal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；
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；
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。
可选的，自抗扰模块具体用于：
根据预先确定的相位超前校正量对第一跟踪信息进行超前校正；
根据观测信息和校正后的第一跟踪信息确定误差信息。
第三方面，本申请实施例提供一种电子设备，包括：存储器和处理器，存储器用于存储计算机程序；处理器用于在调用计算机程序时执行上述第一方面或第一方面的任一实施方式的方法。
第四方面，本申请实施例提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时实现上述第一方面或第一方面的任一实施方式所述的方法。
本申请实施例提供的一种天文导航的自抗扰控制方法、装置及电子设备，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。
附图说明
图1为本申请实施例提供的天文导航的自抗扰控制方法的流程示意图；
图2为本申请实施例提供的机械谐振控制系统的控制原理示意图；
图3为本申请实施例提供的自抗扰控制器的工作原理示意图；
图4为本申请实施例提供的实际扰动与观测扰动的相位对比图；
图5为本申请实施例提供的含自抗扰控制器的控制系统的控制原理示意图；
图6为本申请实施例提供的天文导航的自抗扰控制装置的结构示意图；
图7为本申请实施例提供的电子设备的结构示意图。
具体实施方式
本申请实施例提供的天文导航的自抗扰控制方法可以应用于计算机、工作站或处理终端等电子设备，本申请实施例对电子设备的具体类型不作任何限制。
下面以具体地实施例对本申请的技术方案进行详细说明。下面这几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例不再赘述。
图1为本申请实施例提供的天文导航的自抗扰控制方法的流程示意图，如图1所示，该方法包括如下步骤：
S110、获取天文导航系统解算出的观测平台的转动角速度。
天文导航系统是通过观测目标天体的位置进而计算出飞行器的位置，在飞行器飞行的过程中，飞行器与目标天体的相对位置在不断变换，所以飞行器需要持续调整观测平台的转动角速度，以使观测平台能持续观测到目标天体。在上述过程中，电子设备可以持续获取天文导航系统解算出的观测平台的转动角速度。
S120、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。
在电子设备获取到转动角速度后，可以将该转动角速度转换为电压值，并根据该电压值控制观测平台的电机转动，然后，观测平台的电机可以带动机械传动机构并最终使观测平台达到目标位置。但是，因为受摩擦、磁场、滑动以及抖动等因素的影响，观测平台最终的转动角速度与天文导航系统解算出的转动角速度并不相同。因此，需要对观测平台的转动角速度进行反馈控制。
电子设备可以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。由于自抗扰控制器的建立不需要系统精确的数学模型，因此，采用自抗扰控制器对转动角速度进行反馈控制可以不用建立精确的数学模型，同时自抗扰控制器具有反应敏捷的特点，比传统的PID控制反应更加敏捷，因此，采用自抗体控制器可以达到甚至超过PID控制的控制精度。
在电子设备采用自抗扰控制器进行反馈控制之前，可以先设计好自抗扰控制器。
具体的，首先可以建立观测平台的机械谐振控制系统，图2为本申请实施例提供的机械谐振控制系统的控制原理示意图，图中ωi为天文导航系统解算出的转动角速度，Gc(s)为将转动角速度ωi转换为电压值Uc过程的传递函数，t为放大系数，Gm为电机根据电压值Uc转动过程的传递函数，ωm为电机的转速，ωb为扰动角速度，Gs为机械传动机构带动观测平台转动过程的传递函数，ωo为观测平台实际的转速。Gm和Gs的具体公式如下：
其中，Tm为电机时间常数，Te为电磁时间常数，ωs为负载机械频率，ξ为相对阻尼系数，s为传递函数的输入值。
对机械谐振控制系统模型分析可得，本申请实施例中的观测平台的自抗扰控制器最高需要采用四阶自抗扰控制器控制，进一步的，根据自抗扰控制器的降阶特性，实际采用的自抗扰控制器可以从四阶降阶至二阶，因此，本申请实施例中采用的自抗扰控制器可以为二阶自抗扰控制器。
在建立好观测平台的机械谐振控制系统后，可以对机械谐振控制系统模型进行分析，并根据分析结果设计自抗扰控制器，图3为本申请实施例提供的自抗扰控制器的工作原理示意图，图3中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。其中，第一跟踪微分器的主要作用是给输入信号安排一个过渡过程，同时提取其微分量，以改善系统的控制性能；状态观测器的主要作用是观测机械谐振控制系统模型的不确定性及模型受到的未知扰动，状态观测器可以在不依赖未知扰动的具体模型、也不用直接测量未知扰动的情况下，直接对扰动进行观测得到扰动的估计值，从而将外部总扰动扩张成一个新的变量，并根据新的变量调节系统输出，这里所指的扰动即包括外界实际飞行环境中磁场干扰给电子罗盘施加的外部扰动，也包括系统参数的变化和系统参数不确定性引起的内部扰动，还包括模型的不确定性以及外部未知扰动；误差反馈器的主要作用是扰动抑制和消减，误差反馈器可以根据第一跟踪微分器得出的跟踪值与状态观测器观测到的观测值，对系统进行控制和扰动补偿。
其中，第一跟踪微分器的公式如下：
其中，fhan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。
状态观测器的公式如下：
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，fal表示非线性函数，δ表示fal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。
误差反馈器的公式如下：
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。
具体的，自抗扰控制器的工作流程可以包括以下步骤：
S121、将转动角速度输入第一跟踪微分器，得到第一跟踪信息。
电子设备可以将转动角速度输入第一跟踪微分器，得到第一跟踪信息，其中，第一跟踪信息可以包括跟踪角速度和跟踪角加速度。
S122、根据第一跟踪信息和观测信息确定误差信息。
电子设备可以根据第一跟踪信息和观测信息确定误差信息，其中，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，观测信息可以包括观测角速度和观测角加速度，误差信息可以包括第一误差信息和第二误差信息。
在仿真测试中发现输入控制系统中的实际扰动与状态观测器观测到的观测扰动之间存在相位差，图4为本申请实施例提供的实际扰动与观测扰动的相位对比图，图4中实线为实际扰动，虚线为观测扰动，可以看到实际扰动与观测扰动之间存在相位差。在实际应用中若采用具有相位差的观测扰动进行补偿势必会影响到自抗扰控制器的抑制效果，因此，可以在本步骤中对第一跟踪信息进行相位超前校正，以抵消观测扰动的相位差。
具体的，电子设备可以根据预先确定的相位超前校正量对第一跟踪信息进行相位超前校正，然后根据观测信息和校正后的第一跟踪信息确定误差信息。通过改变系统中最先输入信息的相位，可以使得系统中所有基于输入信息而产生的信息的相位都发生改变，进而抵消观测扰动的相位差。
进一步的，电子设备可以采用如下公式对第一跟踪信息进行相位超前校正：
其中，λ表示相位矫正值，γ表示噪声强度，v1表示第一延迟信号，v2表示第二延迟信号，m(t)表示校正后的第一跟踪信息。
S123、将误差信息输入误差反馈器，得到误差电压。
S124、根据误差电压和扰动调节信息确定名义控制量。
电子设备可以根据误差电压和扰动调节信息确定名义控制量，其中，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。
S130、根据名义控制量控制飞行器的观测平台转动。
在采用自抗扰控制器进行反馈控制时，可以将机械谐振控制系统的结构表示为图5，图5为本申请实施例提供的含自抗扰控制器的控制系统的控制原理示意图。根据图5可得以下公式：
其中，U表示名义控制量，u表示实际控制量。
y＝k×GsGmu (7)
公式(6)结合公式(1)可得：
根据公式(7)可知，观测平台的转动角速度可以由实际控制量计算得到，因此，S130还可以包括以下几个步骤：
S131、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。
具体的，第二跟踪微分器的公式如下：
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。
S132、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。
具体的，电子设备可以将名义控制量、名义控制量的一阶导数和二阶导数带入公式(8)，得到下述公式：
电子设备可以根据公式(9)得到实际控制量。
S133、根据实际控制量控制飞行器的观测平台进行转动。
电子设备可以根据实际控制量控制飞行器的观测平台进行转动。
最后，经仿真实验验证，使用具有相位超前校正的自抗扰控制器可以将天文导航的精度提高2.2倍。
在本申请实施例中，电子设备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，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。
基于同一发明构思，作为对上述方法的实现，本申请实施例提供了一种天文导航的自抗扰控制装置，该装置实施例与前述方法实施例对应，为便于阅读，本装置实施例不再对前述方法实施例中的细节内容进行逐一赘述，但应当明确，本实施例中的装置能够对应实现前述方法实施例中的全部内容。
图6为本申请实施例提供的天文导航的自抗扰控制装置的结构示意图，如图6所示，本实施例提供的装置包括：
获取模块110，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120，用于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；
控制模块130，用于根据名义控制量，控制飞行器的观测平台转动。
可选的，自抗扰模块120具体用于：
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，控制模块130具体用于：
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：
其中，fhan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；
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，fal表示非线性函数，δ表示fal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；
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；
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。
可选的，自抗扰模块120具体用于：
根据预先确定的相位超前校正量对第一跟踪信息进行超前校正；
根据观测信息和校正后的第一跟踪信息确定误差信息。
本实施例提供的装置可以执行上述方法实施例，其实现原理与技术效果类似，此处不再赘述。
所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为了描述的方便和简洁，仅以上述各功能单元、模块的划分进行举例说明，实际应用中，可以根据需要而将上述功能分配由不同的功能单元、模块完成，即将所述装置的内部结构划分成不同的功能单元或模块，以完成以上描述的全部或者部分功能。实施例中的各功能单元、模块可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中，上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能单元的形式实现。另外，各功能单元、模块的具体名称也只是为了便于相互区分，并不用于限制本申请的保护范围。上述系统中单元、模块的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。
基于同一发明构思，本申请实施例还提供了一种电子设备。图7为本申请实施例提供的电子设备的结构示意图，如图7所示，本实施例提供的电子设备包括：存储器21和处理器20，存储器21用于存储计算机程序；处理器20用于在调用计算机程序22时执行上述方法实施例所述的方法。
本实施例提供的电子设备可以执行上述方法实施例，其实现原理与技术效果类似，此处不再赘述。
本申请实施例还提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时实现上述方法实施例所述的方法。
上述集成的单元如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本申请实现上述实施例方法中的全部或部分流程，可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，所述的计算机程序可存储于一计算机可读存储介质中，该计算机程序在被处理器执行时，可实现上述各个方法实施例的步骤。其中，所述计算机程序包括计算机程序代码，所述计算机程序代码可以为源代码形式、对象代码形式、可执行文件或某些中间形式等。所述计算机可读存储介质至少可以包括：能够将计算机程序代码携带到拍照装置/终端设备的任何实体或装置、记录介质、计算机存储器、只读存储器(Read-Only Memory，ROM)、随机存取存储器(Random AccessMemory，RAM)、电载波信号、电信信号以及软件分发介质。例如U盘、移动硬盘、磁碟或者光盘等。在某些司法管辖区，根据立法和专利实践，计算机可读介质不可以是电载波信号和电信信号。
在上述实施例中，对各个实施例的描述都各有侧重，某个实施例中没有详述或记载的部分，可以参见其它实施例的相关描述。
本领域普通技术人员可以意识到，结合本文中所公开的实施例描述的各示例的单元及算法步骤，能够以电子硬件、或者计算机软件和电子硬件的结合来实现。这些功能究竟以硬件还是软件方式来执行，取决于技术方案的特定应用和设计约束条件。专业技术人员可以对每个特定的应用来使用不同方法来实现所描述的功能，但是这种实现不应认为超出本申请的范围。
在本申请所提供的实施例中，应该理解到，所揭露的装置/设备和方法，可以通过其它的方式实现。例如，以上所描述的装置/设备实施例仅仅是示意性的，例如，所述模块或单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通讯连接可以是通过一些接口，装置或单元的间接耦合或通讯连接，可以是电性，机械或其它的形式。
应当理解，当在本申请说明书和所附权利要求书中使用时，术语“包括”指示所描述特征、整体、步骤、操作、元素和/或组件的存在，但并不排除一个或多个其它特征、整体、步骤、操作、元素、组件和/或其集合的存在或添加。
还应当理解，在本申请说明书和所附权利要求书中使用的术语“和/或”是指相关联列出的项中的一个或多个的任何组合以及所有可能组合，并且包括这些组合。
如在本申请说明书和所附权利要求书中所使用的那样，术语“如果”可以依据上下文被解释为“当...时”或“一旦”或“响应于确定”或“响应于检测到”。类似地，短语“如果确定”或“如果检测到[所描述条件或事件]”可以依据上下文被解释为意指“一旦确定”或“响应于确定”或“一旦检测到[所描述条件或事件]”或“响应于检测到[所描述条件或事件]”。
另外，在本申请说明书和所附权利要求书的描述中，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
在本申请说明书中描述的参考“一个实施例”或“一些实施例”等意味着在本申请的一个或多个实施例中包括结合该实施例描述的特定特征、结构或特点。由此，在本说明书中的不同之处出现的语句“在一个实施例中”、“在一些实施例中”、“在其他一些实施例中”、“在另外一些实施例中”等不是必然都参考相同的实施例，而是意味着“一个或多个但不是所有的实施例”，除非是以其他方式另外特别强调。术语“包括”、“包含”、“具有”及它们的变形都意味着“包括但不限于”，除非是以其他方式另外特别强调。
最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本申请的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本申请进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本申请各实施例技术方案的范围。
Claims (10)
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，fhan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，fal表示非线性函数，δ表示fal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。
8.根据权利要求7所述的装置，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，所述自抗扰模块具体用于：
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。
9.一种电子设备，其特征在于，包括：存储器和处理器，所述存储器用于存储计算机程序；所述处理器用于在调用所述计算机程序时执行如权利要求1-6任一项所述的方法。
10.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1-6任一项所述的方法。
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