卫星姿态自适应控制方法、装置以及控制器和介质与流程

本发明涉及航天器控制技术领域，尤其涉及一种卫星姿态自适应控制方法、装置以及控制器和介质。

背景技术：

卫星姿态控制往往对卫星的通信质量起着至关重要的作用，既要保证每颗卫星对地定向的稳定，也需要每颗卫星间的相对姿态保持在一定范围内。现有技术中，常采用比例积分微分控制（proportion-integral-derivativecontrol，简称pid）进行卫星姿态控制，具体需要根据卫星姿态的精确数学模型或反复的测试实验来确定pid控制器参数，pid控制器参数包括比例参数和微分参数。

但是，现有的卫星姿态控制技术至少具有以下缺点：

（1）卫星中的挠性结构、组合结构以及在轨服务时天线的转动等常常使卫星姿态模型参数在较大范围内变化，而传统的pid控制器参数多为定值常数，这使得该类控制器无法适应卫星姿态模型参数的变化，降低了卫星姿态控制的鲁棒性，进而影响了卫星通信质量。

（2）卫星在轨服务时，通常会受到各种环境力矩的干扰，且对卫星姿态控制有要求，例如低轨通信卫星的姿态精度要控制在0.1°以内。由于卫星姿态的强非线性、时变以及强耦合性等特性，难以获得精确的数学模型，影响了pid控制器参数的整定（指调整确定控制器参数），这会使得卫星姿态的稳定性差、控制精度低，从而影响通信质量。

（3）传统pid控制器参数的整定通常建立在大量的测试实验数据上。测试实验过程会影响卫星在轨的正常工作，而且通常需要卫星将大量试实验数据传回至地面站进行计算，再将计算得到的或人工调整的pid控制器参数结果回传至卫星，从而使得卫星姿态控制系统快速响应能力较差。

技术实现要素：

本发明所要解决的技术问题在于，提供一种卫星姿态自适应控制方法、装置以及控制器和介质，本发明既不依赖卫星姿态的精确数学模型，也不需要反复测试实验，根据具体的控制要求在复杂的环境下得到合适的动态卫星姿态控制器参数，提高了卫星姿态控制的鲁棒性、稳定性、控制精度以及快速响应能力，进而提高了卫星的通信质量。

为了解决上述技术问题，根据本发明的一方面，提供了一种卫星姿态自适应控制方法，包括:

获取当前时刻的卫星姿态控制器参数、卫星所受力矩和卫星实际姿态；

基于预设的虚拟参考模型以及所述当前时刻的卫星姿态控制器参数、卫星所受力矩和卫星实际姿态确定预设的目标函数值；

基于所述目标函数值和预设的目标函数阈值更新所述卫星姿态控制器参数。

进一步的，还包括：

构建所述虚拟参考模型m(s)，所述虚拟参考模型用于表征卫星实际姿态与卫星期望姿态的目标对应关系，所述虚拟参考模型的传递函数为：

其中，、和均为模型参数，表示延时参数，m和n均为正整数，，是自然常数，s是复变量。

进一步的，所述卫星姿态控制器为pid控制器，所述基于预设的虚拟参考模型以及所述当前时刻的卫星姿态控制器参数、卫星所受力矩和卫星实际姿态确定预设的目标函数值，包括：

采用表示卫星所受力矩，表示卫星实际姿态，表示卫星期望姿态，为卫星姿态控制器的比例参数；为卫星姿态控制器的积分参数；为卫星姿态控制器的微分参数，所述目标函数定义为：

，

，

，

，

，

，

其中，表示采样个数，表示时间变量，；、、、均为中间变量；为卫星姿态控制器的传递函数，由传统的卫星姿态控制器在时域上的数学表达式进行拉普拉斯变换所得，s为卫星姿态控制器的传递函数的复变量；l(∙)表示拉普拉斯变换；l^-1(∙)表示拉普拉斯逆变换；var(∙)表示方差。

进一步的，所述基于所述目标函数值和预设的目标函数阈值更新所述卫星姿态控制器参数，包括：

判断是否小于预设的目标函数阈值，若是，则将所述当前时刻的卫星姿态控制器参数设置为卫星姿态控制器参数，并返回获取当前时刻的卫星姿态控制器参数、卫星所受力矩和卫星实际姿态步骤；

否则，基于下述公式更新卫星姿态控制器参数，并返回基于预设的虚拟参考模型以及所述当前时刻的卫星姿态控制器参数、卫星所受力矩和卫星实际姿态确定预设的目标函数值步骤，

，

，

其中，表示定义为或赋值于；表示卫星姿态控制器参数更新速率，0<<1；、、分别表示目标函数对于卫星姿态控制器比例参数kp、积分参数ki、和微分参数kd的一阶偏导数。

根据本发明的另一方面，提供了一种卫星姿态自适应控制装置，包括:

参数获取模块，配置为获取当前时刻的卫星姿态控制器参数、卫星所受力矩和卫星实际姿态；

目标函数值确定模块，配置为基于预设的虚拟参考模型以及所述当前时刻的卫星姿态控制器参数、卫星所受力矩和卫星实际姿态确定预设的目标函数值；

控制器参数更新模块，配置为基于所述目标函数值和预设的目标函数阈值更新所述卫星姿态控制器参数。

进一步的，还包括虚拟参考模型构建模块，配置为：

构建所述虚拟参考模型m(s)，所述虚拟参考模型用于表征卫星实际姿态与卫星期望姿态的目标对应关系，所述虚拟参考模型的传递函数为：

其中，、和均为模型参数，表示延时参数，m和n均为正整数，，是自然常数，s是复变量。

进一步的，所述目标函数值确定模块具体配置为：

所述卫星姿态控制器为pid控制器，采用表示卫星所受力矩，表示卫星实际姿态，表示卫星期望姿态，为卫星姿态控制器的比例参数；为卫星姿态控制器的积分参数；为卫星姿态控制器的微分参数，

所述目标函数定义为：

，

，

，

，

，

其中，表示采样个数，表示时间变量，；、、、均为中间变量；为卫星姿态控制器的传递函数，由传统的卫星姿态控制器在时域上的数学表达式进行拉普拉斯变换所得，s为卫星姿态控制器的传递函数的复变量；l(∙)表示拉普拉斯变换；l^-1(∙)表示拉普拉斯逆变换；var(∙)表示方差。

进一步的，所述控制器参数更新模块具体配置为：

判断是否小于预设的目标函数阈值，若是，则将所述当前时刻的卫星姿态控制器参数设置为卫星姿态控制器参数，并返回所述参数获取模块；

否则，基于下述公式更新卫星姿态控制器参数，并返回所述目标函数值确定模块，

，

，

其中，表示定义为或赋值于；表示卫星姿态控制器参数更新速率，0<<1；、、分别表示目标函数对于卫星姿态控制器比例参数kp、积分参数ki、和微分参数kd的一阶偏导数。

根据本发明又一方面，提供一种控制器，其包括存储器与处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述程序在被所述处理器执行时能够实现所述方法的步骤。

根据本发明又一方面，提供一种计算机可读存储介质，用于存储计算机程序，所述程序在由一计算机或处理器执行时实现所述方法的步骤。

本发明与现有技术相比具有明显的优点和有益效果。借由上述技术方案，本发明一种卫星姿态自适应控制方法、装置以及控制器和介质可达到相当的技术进步性及实用性，并具有产业上的广泛利用价值，其至少具有下列优点：

本发明可以根据卫星姿态的各种状态实时调整卫星姿态控制器参数，以适应卫星姿态模型参数的变化，进而提高了较好卫星姿态控制的鲁棒性。本发明还避免采用卫星姿态的精确数学模型，仅采集几组实时输入输出数据（卫星所受力矩和卫星实际姿态）便可以实现卫星姿态控制器的自适应整定，避免了卫星姿态进行多次重复测试实验，提高了卫星姿态控制的稳定性和控制精度。此外，本发明无需将采集的数据传回至地面站再进行计算或人工设定，而是利用星载计算机实时计算得到优化的卫星姿态控制器参数，进而保证了控制系统的快速响应能力。

上述说明仅是本发明技术方案的概述，为了能够更清楚了解本发明的技术手段，而可依照说明书的内容予以实施，并且为了让本发明的上述和其他目的、特征和优点能够更明显易懂，以下特举较佳实施例，并配合附图,详细说明如下。

附图说明

图1为现有技术中采用pid控制卫星姿态的架构图；

图2为本发明一实施例提供的卫星姿态自适应控制方法架构图；

图3为本发明一实施例提供的卫星姿态自适应控制方法流程图；

图4为本发明一实施例提供的卫星姿态自适应控制装置示意图。

【符号说明】

1：参数获取模块2：目标函数值确定模块

3：控制器参数更新模块。

具体实施方式

为更进一步阐述本发明为达成预定发明目的所采取的技术手段及功效,以下结合附图及较佳实施例，对依据本发明提出的一种卫星姿态自适应控制方法、装置以及控制器和介质的具体实施方式及其功效，详细说明如后。

现有技术采用pid控制卫星姿态的架构图如图1所示，由pid控制器构成的闭环控制系统框图，闭环控制系统是控制系统的一种类型，是指把控制系统输出量的一部分或全部，通过一定方法和装置反送回系统的输入端，然后将反馈信息与原输入信息进行比较，再将比较的结果施加于系统进行控制，避免系统偏离预定目标。具体地，图1中，y(t)是控制系统输出，表示卫星实际姿态；u(t)是卫星姿态模型的输入，表示卫星所受力矩；r(t)是控制系统输入，表示卫星的期望姿态；e(t)=r(t)-y(t)是控制系统偏差，表示姿态偏差；t表示时间变量。

pid控制器表征的是姿态偏差e(t)与力矩u(t)的函数关系，典型的表达方式为：

其中，为pid控制器的比例参数；为pid控制器的积分参数；为pid控制器的微分参数；为姿态偏差e(t)在时间t内的积分；为姿态偏差e(t)对时间t的一阶导数。将上式进行拉普拉斯变换，得到pid控制器对应的传递函数c(s)的表达式为

（1）

其中，s为传递函数的复变量，即复数域的变量。

采用pid控制的关键在于找到合适的控制器参数，即比例参数、积分参数和微分参数，使卫星在轨服务时的实际姿态保持在期望姿态附近。

如上所述，由于传统pid控制器参数为定值常数，并且参数的整定要建立在卫星姿态的精确数学模型，以及大量测试实验数据的基础上，常规的方法无法获得合适的pid控制器参数，这会影响在轨卫星姿态的鲁棒性、稳定性、控制精度以及快速响应能力。

基于此，本发明实施例提供了一种基于frit（fictitiousreferenceiterativetuning，虚拟参考迭代整定）数据驱动的卫星姿态自适应控制技术，其中，frit是一种基于数据驱动的控制方法，其利用闭环控制系统的一组输入输出数据迭代整定卫星姿态控制器参数，实现卫星姿态控制器参数的自适应整定。对应的卫星姿态闭环控制架构图如图2所示，其中，p(s)为被控对象，即卫星姿态，c(s)为卫星姿态控制器，卫星姿态控制器参数可包括比例参数、积分参数和微分参数。y(t)表示卫星的实际姿态；u(t)表示卫星所受力矩；r(t)表示卫星的期望姿态；e(t)=r(t)-y(t)表示姿态偏差；t为时间变量；s为复变量。具体地，本发明实施例提供了一种卫星姿态自适应控制方法，如图3所示，包括以下步骤:

步骤s1、获取当前时刻的卫星姿态控制器参数、卫星所受力矩和卫星实际姿态；

步骤s2、基于预设的虚拟参考模型以及所述当前时刻的卫星姿态控制器参数、卫星所受力矩和卫星实际姿态确定预设的目标函数值；

步骤s3、基于所述目标函数值和预设的目标函数阈值更新所述卫星姿态控制器参数。

本发明实施例所述方法既不依赖卫星姿态的精确数学模型，也不需要反复测试实验，根据具体的控制要求在复杂的环境下得到合适的动态卫星姿态控制器参数，提高了卫星姿态控制的鲁棒性、稳定性、控制精度以及快速响应能力，进而提高了卫星的通信质量。

作为一种示例，该方案不需要卫星姿态的精确模型，但是需要预先定义虚拟参考模型m(s)，所述方法还包括步骤s10、构建所述虚拟参考模型m(s)，所述虚拟参考模型用于表征卫星实际姿态与卫星期望姿态的目标对应关系，所述虚拟参考模型的传递函数为：

其中，、和均为模型参数，表示延时参数，m和n均为正整数，，是自然常数，s是复变量。

需要说明的是，公式（2）仅为虚拟参考模型m(s)的传递函数的一种示例，虚拟参考模型m(s)的传递函数不仅限于公式（2）的表达式，其他表征卫星实际姿态与卫星期望姿态的目标对应关系的表达式也可适于此。

本发明实施例不需要掌握精确的卫星姿态模型，而是可以根据需求和经验，预先定义虚拟参考模型，以及实时采集的输入输出数据（卫星所受力矩和实际姿态）进行自适应控制器参数整定，提高了卫星姿态的稳定性和控制精度。

作为一种示例，所述卫星姿态控制器为pid控制器，所述步骤s2包括：

采用表示卫星所受力矩，表示卫星实际姿态，表示卫星期望姿态，为卫星姿态控制器的比例参数；为卫星姿态控制器的积分参数；为卫星姿态控制器的微分参数，

所述目标函数定义为：

，

，

，

，

，

其中，表示采样个数，表示时间变量，；、、、均为中间变量；l(∙)表示拉普拉斯变换；l^-1(∙)表示拉普拉斯逆变换；var(∙)表示方差；为卫星姿态控制器的传递函数，由传统的卫星姿态控制器在时域上的数学表达式进行拉普拉斯变换所得，s为卫星姿态控制器的传递函数的复变量，卫星姿态控制器为pid控制器时,由公式（1）可知，。

需要说明的是，卫星姿态控制器不仅限于pid控制器，还可为pid控制器的变形，例如pd控制器，当卫星姿态控制器为pd控制器时，只需将计算目标函数的公式中对应的卫星姿态控制器参数替换即可，例如，当卫星姿态控制器为pd控制器时，采用表示卫星所受力矩，表示卫星实际姿态，表示卫星期望姿态，卫星姿态控制器参数为，表示卫星姿态控制器的比例参数，表示卫星姿态控制器的微分参数，

所述目标函数定义为：

，

，

，

，

，

，

其中，表示采样个数，表示时间变量，；、、、均为中间变量；；l(∙)表示拉普拉斯变换；l^-1(∙)表示拉普拉斯逆变换；var(∙)表示方差，为卫星姿态控制器的传递函数，由传统的卫星姿态控制器在时域上的数学表达式进行拉普拉斯变换所得，s为卫星姿态控制器的传递函数的复变量，卫星姿态控制器为pd控制器时，由下述过程可获得表达式：

pd控制器表征的是姿态偏差e(t)与力矩u(t)的函数关系，典型的表达方式为：

其中，为pd控制器的比例参数；为pd控制器的微分参数；为姿态偏差e(t)对时间t的一阶导数。将上式进行拉普拉斯变换，得到pd控制器对应的传递函数c(s)的表达式为

（3）

其中，s为传递函数的复变量，即复数域的变量。

作为一种示例，所述步骤s3包括：

步骤s31、判断是否小于预设的目标函数阈值，若是，则将所述当前时刻的卫星姿态控制器参数设置为卫星姿态控制器参数，并返回执行步骤s1，否则，进行步骤s32；

从步骤s31返回步骤s1的循环，可确定当前采集数据（卫星所受力矩和卫星实际姿态）下使目标函数最小的卫星姿态控制器参数，即最优的卫星姿态控制器参数。

步骤s32、基于下述公式更新卫星姿态控制器参数，并返回执行步骤s2，

当卫星姿态控制器为pid控制器时，对应的更新公式为：

，

，

其中，表示定义为或赋值于；表示卫星姿态控制器参数更新速率，0<<1；、、分别表示目标函数对于卫星姿态控制器比例参数kp、积分参数ki、和微分参数kd的一阶偏导数。

当卫星姿态控制器为pd控制器时，对应的更新公式为：

，

，

其中，表示定义为或赋值于；表示卫星姿态控制器参数更新速率，0<<1；、分别表示目标函数对于卫星姿态控制器比例参数kp和微分参数kd的一阶偏导数。

其中，从步骤s32返回步骤s2的循环，基于步骤s32得到的结果，进一步迭代寻找使目标函数最小的卫星姿态控制器参数，进一步保证了所得卫星姿态控制器参数的最优性，这个最优性保证了卫星姿态的鲁棒性、稳定性、控制精度和快速响应能力。

本发明实施例所述方法的核心在于实时优化卫星姿态控制器参数，使目标函数最小（该函数是关于卫星姿态控制器参数的多变量函数），此条件下的卫星姿态控制器参数使得卫星实际姿态y(t)趋于卫星期望姿态r(t)。

本发明实施例不需要反复多次进行测试实验，而是仅需要采集一组或几组卫星所受力矩和卫星实际姿态，再根据具体的算法在星载计算机进行卫星姿态控制器参数自适应设整定。这样可以避免卫星和地面站间的数据传输，提高卫星姿态的快速响应能力。此外，本发明实施例以采集的卫星所受力矩和实际姿态数据为基本样本，采用机器学习算法优化目标函数，对卫星姿态控制器参数进行实时更新。动态的卫星姿态控制器参数可以适应卫星姿态模型参数的变化，进行改善了控制系统的鲁棒性。

本发明实施例还提供一种卫星姿态自适应控制装置，如图4所示，包括参数获取模块1、目标函数值确定模块2和控制器参数更新模块3，其中，参数获取模块1，配置为获取当前时刻的卫星姿态控制器参数、卫星所受力矩和卫星实际姿态；目标函数值确定模块2，配置为基于预设的虚拟参考模型以及所述当前时刻的卫星姿态控制器参数、卫星所受力矩和卫星实际姿态确定预设的目标函数值；控制器参数更新模块3，配置为基于所述目标函数值和预设的目标函数阈值更新所述卫星姿态控制器参数。本发明实施例所述装置既不依赖卫星姿态的精确数学模型，也不需要反复测试实验，根据具体的控制要求在复杂的环境下得到合适的动态卫星姿态控制器参数，提高了卫星姿态控制的鲁棒性、稳定性、控制精度以及快速响应能力，进而提高了卫星的通信质量。

作为一种示例，所述装置还包括虚拟参考模型构建模块，配置为：构建所述虚拟参考模型m(s)，所述虚拟参考模型用于表征卫星实际姿态与卫星期望姿态的目标对应关系，所述虚拟参考模型的传递函数为：

其中，、和均为模型参数，表示延时参数，m和n均为正整数，，是自然常数，s是复变量。

需要说明的是，公式（2）仅为虚拟参考模型m(s)的传递函数的一种示例，虚拟参考模型m(s)的传递函数不仅限于公式（2）的表达式，其他表征卫星实际姿态与卫星期望姿态的目标对应关系的表达式也可适于此。

本发明实施例不需要掌握精确的卫星姿态模型，而是可以根据需求和经验，预先定义虚拟参考模型，以及实时采集的输入输出数据（卫星所受力矩和实际姿态）进行自适应控制器参数整定，提高了卫星姿态的稳定性和控制精度。

作为一种示例，所述目标函数值确定模块2具体配置为：

采用表示卫星所受力矩，表示卫星实际姿态，表示卫星期望姿态，为卫星姿态控制器的比例参数；为卫星姿态控制器的积分参数；为卫星姿态控制器的微分参数，

所述目标函数定义为：

，

，

，

，

，

其中，表示采样个数，表示时间变量，；、、、均为中间变量；l(∙)表示拉普拉斯变换；l^-1(∙)表示拉普拉斯逆变换；var(∙)表示方差；为卫星姿态控制器的传递函数，由传统的卫星姿态控制器在时域上的数学表达式进行拉普拉斯变换所得，s为卫星姿态控制器的传递函数的复变量，卫星姿态控制器为pid控制器时，由公式（1）可知，。

需要说明的是，卫星姿态控制器不仅限于pid控制器，还可为pid控制器的变形，例如pd控制器，当卫星姿态控制器为pd控制器时，只需将计算目标函数的公式中对应的卫星姿态控制器参数替换即可，例如，当卫星姿态控制器为pd控制器时采用表示卫星所受力矩，表示卫星实际姿态，表示卫星期望姿态，卫星姿态控制器参数为，表示卫星姿态控制器的比例参数，表示卫星姿态控制器的微分参数，

所述目标函数定义为：

，

，

，

，

，

，

其中，表示采样个数，表示时间变量，；、、、均为中间变量；为卫星姿态控制器的传递函数，由传统的卫星姿态控制器在时域上的数学表达式进行拉普拉斯变换所得，s为卫星姿态控制器的传递函数的复变量，由公式（3）可知，卫星姿态控制器为pd控制器时，；l(∙)表示拉普拉斯变换；l^-1(∙)表示拉普拉斯逆变换；var(∙)表示方差。

作为一种示例，所述控制器参数更新模块3具体配置为：

判断是否小于预设的目标函数阈值，若是，则将所述当前时刻的卫星姿态控制器参数设置为卫星姿态控制器参数，并返回参数获取模块1，从控制器参数更新模块3返回参数获取模块1的循环，可确定当前采集数据（卫星所受力矩和卫星实际姿态）下使目标函数最小的卫星姿态控制器参数，即最优的卫星姿态控制器参数。

否则，基于下述公式更新卫星姿态控制器参数，并返回目标函数值确定模块2，

当卫星姿态控制器为pid控制器时，对应的更新公式为：

，

，

其中，表示定义为或赋值于；表示卫星姿态控制器参数更新速率，0<<1；、、分别表示目标函数对于卫星姿态控制器比例参数kp、积分参数ki、和微分参数kd的一阶偏导数。

当卫星姿态控制器为pd控制器时，对应的更新公式为：

，

，

其中，表示定义为或赋值于；表示卫星姿态控制器参数更新速率，0<<1；、分别表示目标函数对于卫星姿态控制器比例参数kp和微分参数kd的一阶偏导数。

其中，从控制器参数更新模块3返回目标函数值确定模块2的循环，进一步迭代寻找使目标函数最小的卫星姿态控制器参数，进一步保证了所得卫星姿态控制器参数的最优性，这个最优性保证了卫星姿态的鲁棒性、稳定性、控制精度和快速响应能力。

本发明实施例所述装置的核心在于实时优化卫星姿态控制器参数，使目标函数最小（该函数是关于卫星姿态控制器参数的多变量函数），此条件下的卫星姿态控制器参数使得卫星实际姿态y(t)趋于卫星期望姿态r(t)。

本发明实施例还提供一种控制器，其包括存储器与处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述程序在被所述处理器执行时能够实现所述卫星姿态自适应控制方法的步骤。

本发明实施例还提供一种计算机可读存储介质，用于存储计算机程序，所述程序在由一计算机或处理器执行时实现所述卫星姿态自适应控制方法的步骤。

本发明实施例适用于低轨卫星、高轨卫星等卫星姿态控制，不需要反复多次进行测试实验，而是仅需要采集一组或几组卫星所受力矩和卫星实际姿态，再根据具体的算法在星载计算机进行卫星姿态控制器参数自适应设整定。这样可以避免卫星和地面站间的数据传输，提高卫星姿态的快速响应能力。此外，本发明实施例以采集的卫星所受力矩和实际姿态数据为基本样本，采用机器学习算法优化目标函数，对卫星姿态控制器参数进行实时更新。动态的卫星姿态控制器参数可以适应卫星姿态模型参数的变化，进行改善了控制系统的鲁棒性。

以上所述，仅是本发明的较佳实施例而已，并非对本发明作任何形式上的限制，虽然本发明已以较佳实施例揭露如上，然而并非用以限定本发明,任何熟悉本专业的技术人员，在不脱离本发明技术方案范围内,当可利用上述揭示的技术内容作出些许更动或修饰为等同变化的等效实施例,但凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化与修饰，均仍属于本发明技术方案的范围内。