一種複雜撓性太空飛行器模糊奇異攝動建模與姿態控制方法
2023-05-17 16:21:26
專利名稱：一種複雜撓性太空飛行器模糊奇異攝動建模與姿態控制方法
技術領域：
本發明涉及一種複雜撓性太空飛行器模糊奇異攝動建模與姿態控制方法，屬於太空飛行器 控制技術領域。特別適用於帶有撓性附件的複雜太空飛行器甚高精度控制，也可用於機器人、電 力系統及鑽井平臺等其他非線性撓性系統或多時標系統的建模與高精度控制。
背景技術：
複雜撓性太空飛行器是指帶有多個可伸縮的撓性附件、可增減和活動的大型部件(太 陽翼、通信天線或遙感天線等)的大型太空飛行器。太空飛行器附件不僅相對其主體作剛性轉動，而 且自身也會產生撓性振動，從而影響太空飛行器的姿態，甚至使其失穩。另外，太空飛行器燃料的消 耗、太陽帆板的轉動以及有效載荷的運動也會引起其慣量參數的變化。如何克服撓性振動、 參數不確定性及外界幹擾，保證太空飛行器甚高精度姿態控制是國內外學者研究熱點。近年來，剛性太空飛行器的姿態控制研究有了很大進展，但這些方法很難直接應用於 撓性情形。目前，撓性太空飛行器的姿態控制研究尚處於初步階段，分為傳統建模與控制和模糊 建模與控制兩種。傳統建模方法的缺點1)、只能描述撓性附件與中心體之間夾角為某定值 時的系統模態，故保守性強；2)、撓性附件引起的撓性振動被視為幹擾輸入，相比於剛性航 天器的控制，只是增強了幹擾程度，故很難得到甚高精度控制性能。模糊建模將撓性模態變 量作為狀態方程中的部分狀態變量，能夠描述撓性附件與中心體之間夾角為任意值時的系 統模態，但由於未做時標分解，易引起狀態方程係數矩陣的奇異性，從而產生數值求解過程 中的病態問題。另外，以上研究均未提出抑制撓性振動與外界幹擾的有效措施。隨著對航 天器姿態精度要求的提高，研究複雜撓性太空飛行器甚高精度姿態控制方法具有重要意義。奇異攝動技術是研究多時標系統的典型方法。該技術將研究對象分為慢、快兩個 子系統，對慢、快子系統分別設計控制器或者對包括慢、快子系統的整體系統設計控制器， 從而避免由快變量引起的系統振動和系統狀態方程係數矩陣的奇異性。目前非線性奇異攝 動系統(Singularly Perturbed Systems，簡稱SPSs)控制研究主要有兩種方法，即傳統控 制方法和基於線性矩陣不等式(Linear Matrix Inequality，簡稱LMI)的模糊奇異攝動建 模與控制策略。前者對系統結構的假設較多，而後者結構假設少、推導簡單、易實現。基於 LMI的模糊SP^W分析與控制研究主要概括為兩類，即與攝動參數ε無關的研究和與攝動 參數ε有關的結果，其中考慮系統參數不確定情形的研究為少數，而且將模糊奇異攝動技 術應用於複雜撓性太空飛行器姿態控制的成果還未發現。值得一提的是，目前控制系統靜態輸 出反饋控制器設計均採用迭代LMI方法，此方法依賴於初始值的選取，而目前還沒有行之 有效的選取初值方法。
發明內容
本發明的目的是為解決複雜撓性太空飛行器在外太空中低軌道運行時，現有控制方法 無法消除撓性附件引起的撓性振動和外界幹擾引起的穩態誤差的問題，提出一種複雜撓性 太空飛行器模糊奇異攝動建模與姿態穩定控制方法。
本發明的技術方案是一種複雜撓性太空飛行器模糊奇異攝動建模與姿態控制方法， 該方法基於不確定性標準離散模糊奇異攝動模型，設計魯棒組合控制器，實現複雜撓性航 天器甚高精度姿態穩定控制，組合控制器由靜態輸出反饋控制器和輸出積分器組成。根據 複雜撓性太空飛行器動力學模型與運動學模型，採用模糊邏輯與奇異攝動技術相結合的方法， 將該太空飛行器的狀態變量分為快慢變量，即將姿態角與姿態角速度作為慢變量，將撓性附件 的模態及其一階導數作為快變量，建立太空飛行器不確定性連續模糊奇異攝動模型，具體包括 以下步驟步驟1.根據現有的複雜撓性衛星動力學方程和運動學方程，建立模糊奇異攝動 模型1. 1)、建立不確定性連續模糊奇異攝動模型採用歐拉法建立複雜撓性衛星運動學模型，根據該運動學模型和現有的複雜撓性 衛星動力學方程，結合模糊邏輯和奇異攝動技術，以複雜撓性衛星的三軸姿態角和姿態角 速度作為慢變量，撓性部件的模態變量及其一階導數作為快變量，對複雜撓性衛星進行時 標分解，建立複雜衛星不確定性連續模糊奇異攝動模型；規則i 如果、是Cjii那麼Eb.x(t) = (4 + M1 )x(t) + Βμ{ ) + DiWit)y(t) = Cx (t) 其中，忌=，0 < ε < 1為奇異攝動參數，狀態變量x(t)
=[xs(t) xf(t)]T,慢狀態變量^⑴=[識θ ψ ωχ ωγ ωζ]Τ，快狀態變量
= Irs iis 7Irsf 『 ηis = [ nisl nis2— nisJT, ηrs = [ ηrsl nrs2— nrsm]T, m^ 模態的階數；u(t) e R3xi為輸入，即作用在衛星上的外力矩列陣，w(t) e R3xi為幹擾，Ai, Bi, Di為適當維數常數矩陣，AAi為適當維數不確定矩陣，C= [I6X6 O6xi2]；1. 2)、建立不確定性標準離散模糊奇異攝動模型將以上連續模糊奇異攝動模型，離散化成不確定性標準離散模糊奇異攝動模型規則i 如果、是那麼χ (k+1) = E ε (Adi+ Δ Adi) χ (k) +E ε BdiU (k) +E ε DdiW (k)y (k) = Cx (k)for i = 1,2，...r.其中，α i為撓性部件相對中心體的轉角，Vi為模糊集合，h為採樣時間，
Α = E-^ Bdi = Rf IhoE-^dzBi ,Ddi = Ef。給定[X(t) ；u(t) ；w (t)]，應用標準模糊推理方法，得到全局模糊奇異攝動模型χ (k+1) = Εε (Ad(y ) + AAd(y ))x(k)+EEBd(y )u(k)+EEDd(y )w(k)y (k) = Cx (k)for i = 1,2，...r. 其中，r為規則數，μ (Qi)是相應的隸屬度函數 j =i = 1,2,…
M11 M17Pu其中，Y11J22J11A2S適當維數的對稱正定矩陣，M= οΠ m2 ,P= ，M11, M22，N為適當維數的對稱正定矩陣，M12，P11, L為適當維數的矩陣；步驟7.將所得控制器Matlab代碼傳化為C語言代碼，植入撓性太空飛行器控制系統， 控制撓性太空飛行器的姿態穩定控制。本發明的優點1)、在國內外，首次採用模糊奇異攝動建模與控制技術，研究複雜撓性太空飛行器建模 與甚高精度姿態穩定控制問題。2)、該方法有效克服撓性振動和系統參數不確定性，並能減小外幹擾引起的穩態 誤差，達到甚高精度姿態穩定控制。3)、有別於現存的基於Lyapimov函數的穩定性分析方法，本發明基於譜範數的穩
Ad (β) = Σ A )Adr 』Md (P) = Σ A )Mdr，Bd (β) = Σ A (A ，Dd (β) = Σ A )Ddr ；步驟2、對被控對象的輸出進行積分，並將其用狀態方程描述；步驟3、結合標準離散模糊奇異攝動模型和輸出積分器的狀態方程，建立複雜航天 器的增廣離散模糊奇異攝動模型步驟4.根據上述步驟建立的複雜撓性衛星增廣離散模糊奇異攝動模型，提出包 括靜態輸出反饋控制律和輸出積分律的組合控制律，如下式(J)
k-\
權利要求
1. 一種複雜撓性太空飛行器模糊奇異攝動建模與姿態控制方法，其特徵在於具體包括以 下步驟步驟1.根據現有的複雜撓性衛星動力學方程和運動學方程，建立模糊奇異攝動模型 1.1)、建立不確定性連續模糊奇異攝動模型採用歐拉法建立複雜撓性衛星運動學模型，根據該運動學模型和現有的複雜撓性衛星 動力學方程，結合模糊邏輯和奇異攝動技術，以複雜撓性衛星的三軸姿態角和姿態角速度 作為慢變量，撓性部件的模態變量及其一階導數作為快變量，對複雜撓性衛星進行時標分 解，建立複雜衛星不確定性連續模糊奇異攝動模型； 規則i 如果、是Cj5i那麼
全文摘要
本發明屬於太空飛行器控制領域，涉及一種複雜撓性太空飛行器模糊奇異攝動建模與魯棒姿態控制方法，即融合靜態輸出反饋控制與輸出積分的魯棒組合控制方法根據太空飛行器動力學模型與運動學模型，結合模糊邏輯與奇異攝動技術，建立其不確定性連續模糊奇異攝動模型和標準離散模糊奇異攝動模型。採用譜範數和線性矩陣不等式LMI方法,設計靜態輸出反饋控制器與輸出積分器組合的魯棒控制器，通過求解一組與攝動參數無關的LMI，獲得控制器參數，可避免由攝動參數引起的數值求解中病態問題和迭代LMI求解靜態輸出反饋控制器增益方法中的選初值難問題。該方法能有效克服撓性振動和外界幹擾，達到響應速度快、姿態控制精度高，抗幹擾能力強，魯棒性能好的控制效果。
文檔編號G05B17/02GK102073280SQ20111000707
公開日2011年5月25日 申請日期2011年1月13日 優先權日2011年1月13日
發明者孫富春, 尹怡欣, 胡長軍, 陳金香 申請人:北京科技大學