一种组合体航天器姿态无模型自适应控制方法
【专利摘要】本发明公开了一种组合体航天器姿态无模型自适应控制方法，包含如下步骤：S1，针对一般组合体航天器的姿态运动，建立全格式动态等价线性数据模型；S2，针对全格式动态等价线性数据模型中的伪梯度，设计参数自适应估计方程，对伪梯度进行估计；S3，根据动态等价线性数据模型建立误差准则函数，通过最小化误差准则函数设计出加权一步向前控制器。本发明建立了针对一般时间离散非线性系统的动态等价线性化模型，针对动态等价线性化模型中的未知变量，采取了改进的投影算法进行在线参数估计，提高了挠性航天器运动模拟器的姿态确定精度。
【专利说明】
一种组合体航天器姿态无模型自适应控制方法
技术领域
[0001] 本发明涉及组合体航天器控制方法领域，特别涉及一种组合体航天器姿态无模型 自适应控制方法。
【背景技术】
[0002] 随着空间任务的发展，对空间非合作目标进行捕获操作的任务需求越来越高。航 天器捕获非合作目标后，与目标形成新的组合体航天器。由于抓捕操作会对航天器产生冲 击扰动，因此需要对捕获后形成的组合体航天器进行稳定控制。
[0003] 由于非合作目标的模型参数无法获得，因而难以对捕获后形成的组合体航天器进 行精确建模。一些传统控制方法可以解决模型参数带有不确定性的控制问题，但是这些控 制方法需要知道模型参数的标称值或者不确定性的上下界。当模型参数完全未知时，传统 的基于模型的稳定控制方法难以对组合体航天器进行有效控制。
【发明内容】
[0004] 本发明的目的是提供一种组合体航天器姿态无模型自适应控制方法，克服了捕获 空间非合作目标形成的组合体航天器难以精确建模，传统控制方法难以有效运用的问题， 建立了针对一般时间离散非线性系统的动态等价线性化模型，针对动态等价线性化模型中 的未知变量，采取了改进的投影算法进行在线参数估计，基于动态等价线性化模型的参数 估计值构造向前一步预报误差准则函数，通过最小化准则函数，设计组合体航天器加权一 步向前自适应控制器，并且控制器的设计不需要被控系统任何模型参数信息，提高了挠性 航天器运动模拟器的姿态确定精度。
[0005] 为了实现以上目的，本发明是通过以下技术方案实现的：
[0006] -种组合体航天器姿态无模型自适应控制方法，其特点是，包含如下步骤：
[0007] S1，针对一般组合体航天器的姿态运动，建立全格式动态等价线性数据模型，确定 该模型中的伪梯度向量形式；
[0008] S2，针对全格式动态等价线性数据模型中的伪梯度向量，设计参数自适应估计方 程，对伪梯度向量进行估计；
[0009] S3,根据动态等价线性数据模型建立误差准则函数，通过最小化误差准则函数设 计出加权一步向前控制器。
[0010] 所述的步骤S1中全格式动态等价线性数据模型为：
[0011] 4v(/( + i) = 4Vi ⑷从/,,,⑷
[0012] 符号A表示变量的增量形式，即A y(k+l)=y(k + l)-y(k)， M/,, (1-1)，//,人⑷为一个在[k-L 信号与在[k_Ly+l，k]时刻内的所有系统输出信号组成的向量，即： y{k)
[關],(.)= 1'(^)+1) u{k-Lu +1)_
[0014] Lu，Ly称为系统的伪阶数，u(k)表示系统在k时刻的控制输入，y(k)表示系统在k时 刻的输出，％= …(々)]称为伪梯度向量，卜)表示0/人.4 ("的 转置。
[0015]所述的步骤S2中参数自适应估计方程为：
[0017]其中，也⑷表示气.，人⑷的估计值，y为权重系数，q为步长系数。
[0018]所述的S3中控制器输入为：
[0020]其中，A为权重系数，f(k+l)为系统输出的期望值，P是步长系数，气，/,(H)用 其估计值代替。
[0021 ]本发明与现有技术相比，具有以下优点：
[0022] 本发明克服了挠性航天器挠性振动特点难模拟的问题，综合应用压电陶瓷传感器 和角位移传感器扩大柔性附件的振动采集频率范围，采用地面测量系统提高运动模拟器的 位置测量精度，综合速率陀螺及光电式姿态敏感器信息提高单轴姿态确定精度，提出了一 种带柔性附件的挠性航天器主动振动抑制地面测试系统，提高了挠性航天器运动模拟器的 姿态确定精度。
[0023] 本发明提供一种组合体航天器无模型自适应控制方法，克服了捕获空间非合作目 标形成的组合体航天器难以精确建模，传统控制方法难以有效运用的问题，建立了针对一 般时间离散非线性系统的动态等价线性化模型，针对动态等价线性化模型中的未知变量， 采取了改进的投影算法进行在线参数估计，基于动态等价线性化模型的参数估计值构造向 前一步预报误差准则函数，通过最小化准则函数，设计组合体航天器加权一步向前自适应 控制器，并且控制器的设计不需要被控系统任何模型参数信息。
【附图说明】
[0024] 图1为本发明一种组合体航天器姿态无模型自适应控制方法的流程图。
【具体实施方式】
[0025] 以下结合附图，通过详细说明一个较佳的具体实施例，对本发明做进一步阐述。
[0026] -种组合体航天器姿态无模型自适应控制方法，包含如下步骤：
[0027] S1，针对一般组合体航天器的姿态运动，建立全格式动态等价线性数据模型，确定 该模型中的伪梯度向量形式；
[0028] S2，针对全格式动态等价线性数据模型中的伪梯度向量，设计参数自适应估计方 程，对伪梯度向量进行估计；
[0029] S3,根据动态等价线性数据模型建立误差准则函数，通过最小化误差准则函数设 计出加权一步向前控制器。
[0030] S1，假设以组合体航天器某一轴向姿态控制问题为例，则被控系统是一个单输入 单输出的非线性系统，一般取航天器的姿态角和姿态角速度为系统状态，控制力矩为控制 输入，而航天器的姿态角和角速度为被控变量或系统输出。若令x表示系统状态，u表示系统 控制输入，y表示系统输出，则其方程可以描述为：
[0031] y(k+l)=f(x(k),u(k)) (0.1)
[0032]定义HLy,Lu(k)为一个在[k_Lu+l，k]时刻内的所有控制输入信号与在[k_L y+l，k]时 刻内的所有系统输出信号组成的向量，即： y{k)
[0033] _u{k-Lu+\) _
[0034]其中正整数Lu，Ly称为系统的伪阶数，本实例中分别取Lu = 2，Ly=l。
[0035]对(0.1)式表示的系统做如下假设：
[0036] 假设1 :f对各个变量的分量都存在连续偏导数。
[0037] 假设2:系统(0 ? 1)满足广义Lipschitz条件，即对任意ki辛k2，ki，k2>0和u(ki)辛u (k2)有
[0038] I v (^ +1) - v (/f2 +1 )|| < /> Hl k {kx)~ Hl k (k2) (0 2)
[0039] 式中b为正的常数。
[0040]如果系统(0.1)满足上述假设，当时，则一定存在一个被称为伪梯 度的时变参数向量使得系统(0.1)可以转化为如下全格式动态线性化模型：
[0041] = , (/t)A//, , (k) (0,3)
[0042] 且对任意时刻乂 (A：) = h('々）.??表是有界的。
[0043] S2,如果已知系统的输入输出数据，则(0.3)式中只有心,，：⑷是未知量，需要对 其进行在线估计。估计准则函数为 "?| a⑷AZ/以㈨『
[0044] ~ 2 (〇4) +M ^J,X, .x" {k)~^t .L X" (k -1)
[0045]其中y为权重系数，本实施例中取y=l0-1)是气.的估计值。
[0046]极小化估计准则函数(0.4)，对％
上乂 P)求极值，可得％,A,4 (%勺估计值为
[0048]其中n为步长系数，本实施例中取n=〇.2。
[0049] S3,考虑如下加权一步向前预报误差准则函数
[0050] J(u(k))= | |y*(k+l)_y(k+l) | |2+入| |u(k)-u(k_l) | |2 (0.6)
[0051 ]其中A为权重系数，本实施例中取A = 5，k+1)为系统输出的期望值，本实施例中 取 y*=〇。
[0052]对u(k)求导并令其等于零，可以得到控制输入为
[0054] 其中P是步长系数，本实施例中取P = [ 0.7，0.7，0.7 ];少,.，(A'.）用其估计值 1)代替。
[0055] 根据上述原理，本发明提供的一种组合体航天器无模型自适应控制器在一个工作 周期内按如下时序工作:第一步，测量组合体航天器4的控制输入信号u(k)和系统输出信号 y(k);第二步，根据系统输入输出数据计算A//,.,("，按照(0.3)式建立被控系统的全格式 动态等价线性化模型1;第三步，按照（0.5)式计算动态等价线性模型1中的未知参数 的估计值(程序开始的第一个周期，由初始条件定义巧A的初值）；第四步， 根据加权一步向前误差准则函数，按照(0.7)式计算系统控制输入u(k+l);第五步，将控制 输入信号输入被控系统4,产生新的系统输出信号y(k+l);返回第一步完成一个工作周期工 作。
[0056] 本发明采用动态线性化方法，利用被控系统的输入输出数据，建立了组合体航天 器在每个采样时刻的动态等价线性化模型;采用改进的投影估计算法，对组合体航天器动 态等价线性模型中的未知变量进行了在线递推估计，并通过引入惩罚因子，避免了参数估 计算法对某些失真数据过于敏感;根据组合体航天器动态等价线性模型中的未知变量的估 计值构造了加权一步向前预报误差准则函数，通过最小化准则函数得到了控制输入信号， 由此完成了加权一步向前控制器的设计，并且控制器的设计仅需要组合体航天器系统的控 制输入信号和系统输出信号，并不需要系统模型的任何参数信息。
[0057] 尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的 描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的 多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。
【主权项】
1. 一种组合体航天器姿态无模型自适应控制方法，其特征在于，包含如下步骤： Sl，针对一般组合体航天器的姿态运动，建立全格式动态等价线性数据模型，确定该模 型中的伪梯度向量形式； S2，针对全格式动态等价线性数据模型中的伪梯度向量，设计参数自适应估计方程，对 伪梯度向量进行估计； S3,根据动态等价线性数据模型建立误差准则函数，通过最小化误差准则函数设计出 加权一步向前控制器。2. 如权利要求1所述的组合体航天器姿态无模型自适应控制方法，其特征在于，所述的 步骤Sl中全格式动态等价线性数据模型为：入信号与在[k-Ly+l，k]时刻内的所有系统输出信号组成的向量，即： l=y(k+l)-y(k)， ,+ 1，k]时刻内的所有控制输Lu, Ly称为系统的伪阶数，U化)表示系统在k时刻的控制输入，y化)表示系统在k时刻的 输出称为伪梯度向量，W表示(A)的转 置。3. 如权利要求2所述的组合体航天器姿态无模型自适应控制方法，其特征在于，所述的 ^驢糾由爱:擲白活脉化if节賴责.其中，刊表示泌/.W, I勺的估计值山为权重系数，n为步长系数。4. 如权利要求3所述的组合体航天器姿态无模型自适应控制方法，其特征在于，所述的 S3中控制器输入为：其中，A为权重系数，y^k+1)为系统输出的期望值，P是步长系数O用其估计
【文档编号】G05D1/08GK105912013SQ201610518878
【公开日】2016年8月31日
【申请日】2016年7月4日
【发明人】贺亮, 宋婷, 阳光, 孙俊, 师鹏, 谢冉
【申请人】上海航天控制技术研究所