1.航天器抓捕目标后组合体无模型快速消旋稳定控制方法,其特征在于,包括以下步骤:
步骤一:组合体姿态动力学模型
针对抓捕后形成的组合体姿态动力学模型为:
其中:姿态采用修正罗格里格斯参数—MRPs,σ=[σ1,σ2,σ3]T∈R3,ω∈R3分别为在MRPs表示下的姿态角和角速度;J∈R3×3为组合体惯性坐标系的转动惯量;Hw=diag(Jw1,Jw2,Jw3,Jw4),Ω=[Ω1,Ω2,Ω3,Ω4]T分别为四个反作用轮的转动惯量和转速;C∈R3×4为四个反作用轮的安装矩阵;τext∈R3为未知干扰力矩;Γ(σ)=1/4[(1-σTσ)I3+2σ×+2σσT].σ×是反对称矩阵,具体形式为:
步骤二:姿态动力学模型转换
定义χ=Γ(σ)ω,对式(1)进行简化得:
其中:v=[σT,χT]T;Π是对角正定矩阵;uc:=-Cuw为虚拟控制力;
G(v)=Γ(σ)g,g=(J-CHwCT)-1,其中参数F(·),G(·),d(·)为未知参数;
假定输出跟踪轨迹为yr,则输出误差为ε=[ε1,ε2,ε3]T=y-yr∈R3,定义如下性能指标:
-δi,1μi(t)<εi(t)<δi,2μi(t) (4)
其中:δi,1,δi,2为待设计常值参数;μi(t)>0为严格递减函数,并且取为μi0>μi∞>0,κi>0;在预设性能(4)下,为了降低控制系统设计复杂度,定义εi(t):=μi(t)P(zi),且P(zi)取为:
则有对新定义的转化误差zi求导得
其中:z=[z1,z2,z3]T.μ=[μ1,μ2,μ3]T,ξ=diag(ξ1,ξ2,ξ3),Λ=diag(Λ1,Λ2,Λ3).
步骤三:无模型鲁棒控制器设计
设计的无模型鲁棒控制器为
其中:k=diag{k1,k2,k3},η=diag{η1,η2,η3}是正定对角矩阵;
其中i=1,2,3;
步骤四:控制力矩鲁棒分配
虚拟控制力与四个反作用轮之间的关系为
uc=-Cuw=-(C0+ΔC0)uw (8)
其中:C0,ΔC0∈R3×4分别为反作用轮标称安装矩阵和偏差矩阵;则控制力矩鲁棒分配的优化问题为:
其中:θmin,θmax,c#分别为反作用轮的控制上下界,以及偏差矩阵的范数上界;为Lagrangian乘子;Q为待设计正定矩阵;对(9)式进行内外最值进行优化,则实现控制力矩的鲁棒分配。