一种基于输出反馈的抗干扰姿态控制验证平台及验证方法
【专利摘要】本发明涉及一种基于输出反馈的抗干扰姿态控制验证平台及验证方法，包括实时仿真目标机、姿态确定模块、姿态控制模块、反作用飞轮组、试验主控模块、干扰模拟器和三轴气浮台；实时仿真目标机运算航天器姿态运动学模型；姿态确定模块滤波与解算实时仿真目标机输出的姿态信息；姿态控制模块运算姿态控制算法，为反作用飞轮组提供力矩控制指令；反作用飞轮组接收力矩控制指令后输出力矩信号至仿真目标机；试验主控模块向姿态控制模块发送控制方法切换信号，抗干扰姿态控制单元根据该切换信号运行相应控制算法；干扰模拟器模拟挠性部件振动干扰；三轴气浮台模拟航天器在外层空间的力学环境。本发明验证了基于输出反馈的抗干扰姿态控制方法的有效性。
【专利说明】
-种基于输出反馈的抗干扰姿态控制验证平台及验证方法
技术领域
[0001] 本发明设及一种基于输出反馈的抗干扰姿态控制验证平台及验证方法，属于航天 器的姿态控制领域。
【背景技术】
[0002] 随着空间技术的不断发展和航天需要的不断增长，越来越多的航天器携带有大型 抛物面天线、太阳帆板、空间机械臂等晓性机构，运些晓性机构使航天器的功能日益强大， 但同时也给航天器的姿态控制问题带来了严峻的考验，尤其是当航天器的控制精度要求较 高时，如对地观测卫星、太空望远镜等。运种大晓性、低阻尼的结构一旦遇到外界干扰将产 生了振动，振动将会严重影响有效荷载的正常工作，导致性能下降或失效。此外，航天器含 有多源干扰，既包括太阳光压、大气阻力、空间尘埃等外部环境干扰，航天器本身又有帆板 振动、执行机构误差、敏感器测量噪声等内部扰动。包含晓性部件振动干扰在内的多源干扰 严重影响航天器的控制精度，尤其是航天器硬件固定的情况下，难W在硬件上进一步挖掘 控制精度提升的空间，因此对抗干扰姿态控制方法的研究及应用成为提高控制精度的重要 新途径。基于干扰观测器的控制能够充分利用干扰的特性，实现了干扰的高精度估计与补 偿。此外，基于干扰观测器的控制易于与其它控制方式相结合，设计复合姿态控制器来同时 实现干扰的补偿与抑制，从而提升晓性航天器的姿态控制精度。另外，现阶段大多数姿态控 制方法都通过假定系统的全部状态可测来设计控制器。但在实际的航天工程中难W满足上 述假设，如在部分测量敏感器出现故障的情况下。而且由于角速度测量成本等原因，越来越 多的学者在研究无角速度量测的情况下的姿态控制问题，实际上是一种输出反馈的姿态控 制问题。因此，基于输出反馈的抗干扰姿态控制方法具备很强的理论及实用意义。
[0003] 姿控方法验证平台已经在航天器研制过程中得到了广泛应用，国内航天五院502 所、航天八院812所，还有哈工大、清华、北航等高校都曾研制出姿控方法验证平台，但现有 的姿控方法验证装置通常针对特定型号的航天器而研制，有的仅仅针对某特定航天任务， 为验证某种特定方法搭建，忽略了晓性部件振动等干扰的影响，无法用于针对晓性部件振 动干扰的多种抗干扰姿态控制方法研究。2010年7月发表于《北京航空航天大学学报》第36 卷第7期的文献《基于气浮台的微小卫星姿态控制实时仿真》搭建了半物理仿真实验平台对 单刚体微小卫星的姿态控制问题进行了实时仿真研究，其控制方法为传统PID控制方法，该 方法不能有效抵消晓性部件振动带来的干扰，同时该试验平台无法完成多种抗干扰控制方 法的测试分析。
【发明内容】
[0004] 本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种基于输出反馈的抗干 扰姿态控制验证平台及验证方法，基于输出反馈的抗干扰姿态控制方法可W实现干扰的同 时补偿与抑制，能显著提高系统实时性、精度和稳定度，可用于晓性航天器的高精度姿态控 审IJ;验证装置与验证方法可用于验证包括基于输出反馈的抗干扰姿态控制方法在内的多种 姿态控制方法，并能够实现不同姿态控制方法下控制效果的测试分析，验证了基于输出反 馈的抗干扰姿态控制方法的有效性。
[0005] 所设计的一种基于输出反馈的抗干扰姿态控制方法验证平台，克服了现有姿态控 制方法验证平台对晓性部件振动干扰研究的缺失，该验证平台可W研究航天器飞行过程中 来自晓性部件振动对控制系统的影响并进行综合分析，同时通过切换不同控制信号，姿态 控制单元逐次验证多种控制方法，试验主控模块中的数据存储分析与对比测试单元能够完 成包括基于输出反馈的抗干扰姿态控制方法在内的多种控制方法的对比测试分析。针对带 有晓性机构的航天器，克服现有技术的不足，利用已知信息，设计一种基于输出反馈的抗干 扰姿态控制方法，实现了干扰的同时补偿与抑制，从而提升姿态控制系统的鲁棒性、控制精 度和抗干扰能力。
[0006] 本发明的技术解决方案为：一种基于输出反馈的抗干扰姿态控制方法验证平台， 包括实时仿真目标机、姿态确定模块、姿态控制模块、反作用飞轮组、试验主控模块、干扰模 拟器W及=轴气浮台；所述实时仿真目标机实时运算航天器运动学模型;所述姿态确定模 块对实时仿真目标机输出的姿态信息进行实时滤波与解算;所述姿态控制模块实时运算姿 态控制算法，为反作用飞轮组提供力矩控制指令，包括了抗干扰姿态控制单元和无线接收 单元，抗干扰姿态控制单元运算控制算法，无线接收单元接收试验主控模块发出的控制方 法切换指令;所述反作用飞轮组在接收力矩控制指令后，将输出力矩信号传给实时仿真目 标机;试验主控模块用于向姿态控制模块发送控制方法切换信号，该切换信号通过无线发 送单元发出，姿态控制模块中的抗干扰姿态控制单元根据无线接收单元接收控制方法切换 信号，运行相应的控制算法，数据存储分析与对比测试单元存储不同控制算法下的仿真实 时运算数据，用于对比分析不同控制算法下的控制效果，此外，试验主控模块也用于向干扰 模拟器发出试验指令，使其工作或关断;干扰模拟器用来模拟晓性部件振动干扰;=轴气浮 台作为仿真的支撑平台，实时仿真目标机、姿态确定模块、姿态控制模块W及反作用飞轮组 安装在气浮台上，气浮台的转动用来模拟航天器在外层空间的姿态变化;验证平台的数据 流回路如下：航天器的期望姿态通过姿态控制模块的导入系统回路，该期望姿态信号通过 与姿态确定模块滤波后的姿态信息进行比较，得到偏差信号;将此偏差信号传递给姿态控 制模块，该模块接收试验主控模块中控制方法切换信号后选择并运行相应的控制方法，该 姿态控制方法解算出指令力矩信号并传送至反作用飞轮组;反作用飞轮组在接收指令力矩 信号后输出执行力矩信号，该力矩作用在=轴气浮台的台面，=轴气浮台模拟航天器在外 层空间的力学环境，S轴气浮台检测到飞轮输出力矩作用下的台面转动角速度，转动角速 度信号传入实时仿真目标机;试验主控模块控制干扰模拟器开通与关断，模拟的晓性部件 干扰加载到实时仿真目标机，仿真目标机运算加入晓性部件干扰后的运动学模型，得到包 括航天器=轴转动角度和=轴转动角速度的姿态信息，航天器姿态信息的实时数据传输给 试验主控模块中的数据存储分析与对比测试单元，该单元保存实时运算数据，同时该姿态 信息传送至姿态确定模块;姿态确定模块将经过滤波后得到的姿态信息与期望姿态作比较 后获得新的偏差信号，形成了验证平台的数据流回路。
[0007] 所述的一种基于输出反馈的抗干扰姿态控制方法验证装置，其中的抗干扰姿态控 制单元通过接收控制信号切换指令，能够实现姿态控制算法的选择并运行相应的姿态控制 算法，因此，该验证装置能够完成多种姿态控制算法下控制效果对比分析。
[0008] 其中运行于姿态控制模块中的基于输出反馈的抗干扰姿态控制方法，包括W下步 骤:首先，用状态空间方法描述包含晓性部件振动干扰的航天器姿态动力学模型；其次，设 计干扰观测器对晓性部件振动干扰进行估计;再次，设计动态输出反馈控制器，并将动态输 出反馈控制器与干扰观测器进行复合;最后，求解干扰观测器与动态输出反馈控制器的增 益矩阵，完成基于输出反馈的姿态控制方法的设计;具体设计步骤如下：
[0009] 第一步:用状态空间方法描述包含晓性部件振动干扰的航天器姿态动力学模型；
[0010] 连古航早柴絶杰动九當摇刑_々n下夫志.
[0011]
[0012] Ji，j2，j3分别为立轴的转动惯量，n为航天器轨道角速度，(Ht)，0(t)，iKt)分别为 航天器本体坐标系和轨道坐标系之间的=轴欧拉角，即滚转角、俯仰角和偏航角； 如)，如)，^^^0分别为；轴姿态角速度；挪)，撕)，矜的分别为；轴姿态角加速度讯1(〇^<12 (t)，Td3(t)分别为立轴干扰力矩，山(t)，化(t)，U3(t)分别为立轴控制力矩;从姿态动力学模 型中提取慨畳巧随，航天器姿杰动力举標巧按化为如下形式：
[0013]
[0014] 其中dl(t) =化如）^<12(*)^33(*)]嗦示干扰力矩;11(〇 =[山(化化(化山(*冲为航 天器姿态控制系统的控制输^
，
[001引 p(t) = [ 4 (t),目（t) ,iKt)]%S轴欧拉角，ep(t) =p(t)-pp(t)，(V(t) = }咐)-/v(t)， Pp(t)为参考轨迹信号，定义：
[0016]
[0017]考虑到航天器姿态控制系统中会发生晓性部件振动干扰和=轴干扰力矩的情况， 则采用状态空间形式描述的航天器姿态控制系统为：
[0021] x(t)、u(t)、do(t)和dl(t)分别为航天器姿态控制系统的状态变量、控制输入、晓性
[001 引
[0019]
[0020] 部件振动干扰和立轴干扰力矩;y(t)为量测输出，C为量测矩阵，且C为非满秩矩阵，因此航 天器姿态控制系统部分状态不可测；
[0022] 第二步:设计干扰观测器对晓性部件振动干扰进行估计；
[0023] 针对上述航天器姿态控制系统中的晓性部件振动干扰do(t)，晓性部件振动干扰 模型由下式表示：
[0024]
[0025] 其中，w(t)是晓性部件振动干扰的状态变量，B3是不可建模随机干扰的增益阵，S (t)是能量有界的不可建模随机干扰，系数矩阵V为晓性部件振动干扰模型的输出矩阵，W表 示晓性部件振动干扰模型的系统阵，考虑到航天器姿态控制系统状态不是全部可测，构造 如下干扰观测器：
[0026]
[0027]其中，种O为w(t)的估计值，v(t)为辅助变量，L为待定的干扰观测器增益矩阵;贝。 航天器姿态控制系统的干扰估计误差ew(t)满足：
[002引
[0029]
[0030] 第=步:设计动态输出反馈控制器，并将动态输出反馈控制器与干扰观测器进行 复合；
[0031 ]设计动态输出反馈控制器为：
[0032]
[0033] 器进行复合，得到如下抗干扰姿态控制方法：
[0034]
[0035] 其中Xk是动态输出反馈控制器的状态，41^、81^^1^、〇1^%待定的动态输出反馈控制器 系数矩阵，ui(t)为动态输出反馈控制器的输入，u(t)为航天器姿态控制系统的控制输入；
[0036] 第四步:求解干扰观测器与动态输出反馈控制器的增益矩阵，完成基于输出反馈 的抗干扰姿态控制方法的设计；
[0037] 联立干扰估计误差满足条件方程、状态空间描述方程W及将干扰观测器与动态输 出反馈控制器复合后的方程，得到复合系统如下：
[00；3 引
[0039]其中，未知参数Ak、化、Ck、化W及L由W下凸优化算法求解：
化〉0，S〉0，Ac，Be，Ce，Dc，Y为矩阵变量，C读示Hc4生能可调输出矩阵，丫〉〇为给定的常数，O表 示零元素或零矩阵，I表示单位矩阵，表示对称矩阵的对称部分，则干扰观测器与动态输 出反馈控制器的增益矩阵为：
[0044]
[0045] 本发明与现有技术相比的优点在于：
[0046] (1)本发明克服了现有姿态控制方法验证平台对晓性部件振动干扰研究的缺失， 针对航天器飞行过程中存在的晓性部件振动干扰，提出了基于输出反馈的抗干扰姿态控制 方法，能显著提高航天器姿态控制系统实时性、精度和稳定度。
[0047] (2)本发明的姿态控制模块通过接收不同控制信号，姿态控制单元选择并运行相 应控制方法，因此本发明能够逐次验证多种控制方法，克服了传统航天器姿态控制方法验 证平台只能验证一种控制方法的不足，同时数据存储分析对比测试单元对比不同姿态控制 方法下控制效果的优劣，完成测试分析。
【附图说明】
[004引图1为本发明基于输出反馈的抗干扰姿态控制方法验证平台的数据流回路；
[0049] 图2为本发明基于输出反馈的抗干扰姿态控制方法的设计流程图。
【具体实施方式】
[0050] 下面结合附图对本发明的【具体实施方式】做进一步详细说明。
[0051] W微纳=轴稳定卫星的姿控系统仿真试验为例，来说明验证平台W及基于输出反 馈的抗干扰姿态控制方法。
[0052] 本发明的基于输出反馈的抗干扰姿态控制方法验证平台包括实时仿真目标机1、 姿态确定模块2、姿态控制模块3、反作用飞轮组4、试验主控模块5、干扰模拟器6W及=轴气 浮台7 ;所述实时仿真目标机实时运算微纳卫星运动学模型;所述姿态确定模块2对实时仿 真目标机1输出的姿态信息进行实时滤波与解算;所述姿态控制模块3实时运算姿态控制算 法，为反作用飞轮组4提供力矩控制指令，包括了抗干扰姿态控制单元31和无线接收单元 32,抗干扰姿态控制单元31运算姿态控制算法，无线接收单元32接收试验主控模块5发出的 姿态控制方法切换指令;所述反作用飞轮组4在接收力矩控制指令后，将输出力矩信号传给 实时仿真目标机1;试验主控模块5用于向姿态控制模块3发送控制方法切换信号，该切换信 号通过无线发送单元52发出，姿态控制模块3中的抗干扰姿态控制31单元通过根据无线接 收单元32接收控制信号切换指令，能够实现控制算法的选择并运行相应的控制算法。数据 存储分析与对比测试单元53存储不同姿态控制算法下的仿真实时运算数据，因此，该验证 平台能够完成多种姿态控制算法下控制效果对比分析。此外，试验主控模块也用于向干扰 模拟器发出试验指令，使其工作或关断;干扰模拟器6用来模拟晓性部件振动干扰;=轴气 浮台7作为仿真的支撑平台，实时仿真目标机1、姿态确定模块2、姿态控制模块3W及反作用 飞轮组4安装在气浮台上，气浮台的转动用来模拟微纳卫星在外层空间的姿态变化;验证平 台的数据流回路如下:微纳卫星的期望姿态通过姿态控制模块3的导入系统回路，该期望姿 态信号通过与姿态确定模块2滤波后的姿态信息进行比较，得到偏差信号;将此偏差信号传 递给姿态控制模块3,该模块接收试验主控模块5中控制方法切换信号后选择并运行相应的 姿态控制方法，可供选择的姿态控制方法包括基于飞轮输出偏差的抗干扰姿态控制方法、 基于滑模变结构的航天器姿态控制方法和航天器姿态PID控制方法，被选择的姿态控制方 法解算出指令力矩信号并传送至反作用飞轮组4;反作用飞轮组4在接收指令力矩信号后输 出执行力矩信号，该力矩作用在=轴气浮台7的台面，=轴气浮台7模拟微纳卫星在外层空 间的力学环境，=轴气浮台7检测到飞轮输出力矩作用下的台面转动角速度，转动角速度信 号传入实时仿真目标机1;试验主控模块5控制干扰模拟器6开通与关断，模拟的晓性部件干 扰加载到实时仿真目标机1，仿真目标机1运算加入晓性部件干扰后的运动学模型，得到包 括微纳卫星=轴转动角度和=轴转动角速度的姿态信息，微纳卫星姿态信息的实时数据传 输给试验主控模块5中的数据存储分析与对比测试单元53，该单元保存实时运算数据，同时 该姿态信息传送至姿态确定模块2;姿态确定模块2将经过滤波后得到的姿态信息与期望姿 态作比较后获得新的偏差信号，形成了验证平台的数据流回路。
[0053] 如图2所示，基于输出反馈的抗干扰姿态控制方法包括W下步骤:首先，用状态空 间方法描述包含晓性部件振动干扰的微纳卫星姿态动力学模型；其次，设计干扰观测器对 晓性部件振动干扰进行估计;再次，设计动态输出反馈控制器，并将动态输出反馈控制器与 干扰观测器进行复合;最后，求解干扰观测器与动态输出反馈控制器的增益矩阵，完成基于 输出反馈的姿态控制方法的设计;具体设计步骤如下：
[0054] 1.用状态空间方法描述包含晓性部件振动干扰的航天器姿态动力学模型；
[0055] 建立航天器姿态动力学模型，如下表示：
[0化6]
[0057]九，知九分别为^轴的转动惯量，11为航天器轨道角速度，(1)(〇，0(〇,4(*)分别为 航天器本体坐标系和轨道坐标系之间的=轴欧拉角，即滚转角、俯仰角和偏航角； 如t),如分别为立轴姿态角速度;如)，4阳，咬的分别为S轴姿态角加速度;Tdi(t)，Td2 (t)，Td3(t)分别为立轴干扰力矩，山(t)，化(t)，U3(t)分别为立轴控制力矩;从姿态动力学模 型中提取惯量矩阵，航天器姿态动力学模型转化为如下形式：
IPp(t)为参考轨迹信号，定义：
[0061]
[0062] 考虑到航天器姿态控制系统中会发生晓性部件振动干扰和=轴干扰力矩的情况， 则采用状态空间形式描述的航天器姿态控制系统为：
[0063]
[0064]
[00 化]
[0066] x(t)、u(t)、do(t)和dl(t)分别为航天器姿态控制系统的状态变量、控制输入、晓性 部件振动干扰和=轴干扰力矩;y(t)为量测输出，C为量测矩阵，且C为非满秩矩阵，因此航 天器姿态控制系统部分状态不可测；
[0067] 2.设计干扰观测器对晓性部件振动干扰进行估计；
[0068] 针对上述航天器姿态控制系统中的晓性部件振动干扰do(t)，晓性部件振动干扰 模型由下式表示：
[0069]
[0070] 其中，w(t)是晓性部件振动干扰的状态变量，B3是不可建模随机干扰的增益阵，S (t)是能量有界的不可建模随机干扰，系数矩阵V为晓性部件振动干扰模型的输出矩阵，W表 示晓性部件振动干扰模型的系统阵，考虑到航天器姿态控制系统的状态不是全部可测，构 造如下干扰观测器：
[0071]
[0072] 其中，柳O为w(t)的估计值，v(t)为辅助变量，L为待定的干扰观测器增益矩阵;贝。 航天器姿态控制系统的干扰估计误差ew(t)满足：
[0073]
[0074]
[0075] 3.设计动态输出反馈控制器，并将动态输出反馈控制器与干扰观测器进行复合；
[0076] 设计动态输出反馈控制器为：
[0077]
[0078] 将干扰观测器与动态输出反馈控制器进行复合，得到如下抗干扰姿态控制方法：
[0079]
[0080] 其中Xk是动态输出反馈控制器的状态，41^、81^^1^、〇1^%待定的动态输出反馈控制器 系数矩阵，ui(t)为动态输出反馈控制器的输入，u(t)为航天器姿态控制系统的控制输入；
[0081] 4.求解干扰观测器与动态输出反馈控制器的增益矩阵，完成基于输出反馈的抗干 扰姿态控制方法的设计；
[0082] 联立干扰估计误差满足条件方程、状态空间描述方程W及将干扰观测器与动态输 出反馈梓制器官合后的方浩.得宅Il官合系统血下，
[0083]
[0084] 其中，未知参数41^、81^八1^、0献及1由^下凸优化算法求解：
[0085]
[0086]
[0087]
[008引
,P2>0, 化〉0,S〉0 ,Ac，Be，Ce，Dc，Y为矩阵变量，C读示山性能可调输出矩阵，丫〉0为给定的常数，O表 示零元素或零矩阵，I表示单位矩阵，表示对称矩阵的对称部分，则干扰观测器与动态输 出反馈控制器的增益矩阵为：
[0089]
[0090] 本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。
【主权项】
1. 一种基于输出反馈的抗干扰姿态控制验证平台，其特征在于:所述验证装置包括实 时仿真目标机、姿态确定模块、姿态控制模块、反作用飞轮组、试验主控模块、干扰模拟器以 及三轴气浮台；所述实时仿真目标机实时运算航天器运动学模型，得到包括航天器三轴转 动角度和三轴转动角速度的姿态信息;所述姿态确定模块对实时仿真目标机输出的所述姿 态信息进行实时滤波与解算;所述姿态控制模块实时运算姿态控制算法，所述姿态控制算 法包括基于输出反馈的抗干扰姿态控制方法与其它已知姿态控制方法，为反作用飞轮组提 供力矩控制指令，所述姿态控制模块包括抗干扰姿态控制单元和无线接收单元，抗干扰姿 态控制单元运算所述姿态控制算法，无线接收单元接收试验主控模块发出的姿态控制方法 切换指令;所述反作用飞轮组在接收力矩控制指令后，将输出力矩信号传给实时仿真目标 机;试验主控模块用于向姿态控制模块发送控制方法切换信号，该切换信号通过无线发送 单元发出，姿态控制模块中的抗干扰姿态控制单元根据无线接收单元接收姿态控制方法切 换信号，选择并运行包括基于输出反馈的抗干扰姿态控制方法与其它已知姿态控制方法在 内的相应的姿态控制算法，数据存储分析与对比测试单元存储不同姿态控制算法下的仿真 实时运算数据，用于对比分析不同姿态控制算法下的控制效果，此外，试验主控模块也用于 向干扰模拟器发出试验指令，使其工作或关断;干扰模拟器用来模拟挠性部件振动干扰;三 轴气浮台作为仿真的支撑平台，实时仿真目标机、姿态确定模块、姿态控制模块以及反作用 飞轮组安装在气浮台上，气浮台的转动用来模拟航天器在外层空间的姿态变化。2. 根据权利要求1所述的基于输出反馈的抗干扰姿态控制验证平台，其特征在于:所述 基于输出反馈的抗干扰姿态控制方法步骤如下： 第一步，采用状态空间方法描述包含挠性部件振动干扰的航天器姿态动力学模型； 第二步，针对第一步中状态空间方法描述的航天器姿态动力学模型中的挠性部件振动 干扰设计干扰观测器对挠性部件振动干扰进行估计； 第三步，设计动态输出反馈控制器，并将动态输出反馈控制器与第二步设计的干扰观 测器进行复合； 第四步，最后，求解第二步设计的干扰观测器的增益矩阵与第三步设计的动态输出反 馈控制器的增益矩阵，完成基于输出反馈的抗干扰姿态控制方法的设计。3. 根据权利要求2所述的基于输出反馈的抗干扰姿态控制验证平台，其特征在于:所述 第一步，航天器姿态动力学模型如下表示：Ji，J2，J3分别为三轴的转动惯量，η为航天器轨道角速度，t为时间，Φ (t)，Θ(t)，Φ(t)分 别为航天器本体坐标系和轨道坐标系之间的三轴欧拉角，即滚转角、俯仰角和偏航角； ^⑴，久t)，0⑴分别为三轴姿态角速度；如)，祝t)#⑴分别为三轴姿态角加速度;T dl(t)，Td2 (t)，Td3(t)分别为三轴干扰力矩，m(t)，U2(t)，U3(t)分别为三轴控制力矩； 航天器姿态动力学模型转化为如下形式： Mp(t) + C/Xt) + Kp(r) = B u{t) + Bjll (t) 其中dl(t) = [Tdl(t)，Td2(t) ,1(13(1:)]?示干扰力矩;U(t) = [Ul(t)，U2(t)，U3(t)]T为航口(〇 =[巾（〇，0(〇，!1)(〇]7为三轴欧拉角，#?为？(〇的一阶导数，貨〇为？(〇的二阶 导数，eP (t) = p (t)_pP (t)，ift) = j>(t)-九伪，Pp (t)为参考轨迹信号，定义：考虑到航天器姿态控制系统中会发生挠性部件振动干扰和三轴干扰力矩的情况，则采 用状态空间形式描述的航天器姿态控制系统为：A，B ,Bi为系数矩阵； 1(〇、1!(〇、(1()(〇和(11(〇分别为航天器姿态控制系统的状态变量、控制输入、挠性部件 振动干扰和三轴干扰力矩；i⑴是x(t)的一阶导数，y(t)为量测输出，C为量测矩阵，且C为 非满秩矩阵，因此航天器姿态控制系统部分状态不可测。4.根据权利要求2所述的基于输出反馈的抗干扰姿态控制验证平台，其特征在于:所述 第二步:构造干扰观测器对挠性部件振动干扰进行估计如下： 针对航天器姿态控制系统中的挠性部件振动干扰do(t)，挠性部件振动干扰模型由下式 表不：其中，W(t)是挠性部件振动干扰的状态变量，#(?)是w(t)的一阶导数，B3是不可建模随 机干扰的增益阵，Mt)是能量有界的不可建模随机干扰，系数矩阵V为挠性部件振动干扰模 型的输出矩阵，W表示挠性部件振动干扰模型的系统阵;考虑到航天器姿态控制系统状态不 是全部可测，构造如下干扰观测器：其中，为w(t)的估计值，v(t)为辅助变量，L为待定的干扰观测器增益矩阵；则航天 器姿态控制系统的干扰估计误差ew(t)满足： h (/) = (JT + U) + LOix(i) + i < (?) 其中七办卜^-邮^心⑴为干扰估计误差的一阶导数乂为量测矩阵油^) = %: (t)，Td2(t)，Td3(t)]^示干扰力矩，Tdl(t)，Td2(t)，Td3⑴分别为三轴干扰力矩;y(t)为量测 输出，x (t)为航天器姿态控制系统的状态变量，u (t)为航天器姿态控制的控制输入，t为时 间，5. 根据权利要求2所述的基于输出反馈的抗干扰姿态控制验证平台，其特征在于:所述 第三步:设计动态输出反馈控制器，并将动态输出反馈控制器与干扰观测器进行复合如下； 设计动态输出反馈控制器为：将干扰观测器与动态输出反馈控制器进行复合，得到如下抗干扰姿态控制方法：其中xk(t)是动态输出反馈控制器的状态，之⑴是紅⑴的一阶导数，六1{1、〇{、0 1{为待定 的动态输出反馈控制器系数矩阵，y(t)为量测输出，do(t)为烧性部件振动干扰，的为do (t)的估计值，m(t)为动态输出反馈控制器的输入，u(t)为航天器姿态控制系统的控制输 入，t为时间。6. 根据权利要求2所述的基于输出反馈的抗干扰姿态控制验证平台，其特征在于:所述 第四步:求解干扰观测器与动态输出反馈控制器的增益矩阵，完成基于输出反馈的抗干扰 姿态控制方法的设计如下： 联立干扰估计误差满足条件方程、状态空间描述方程以及将干扰观测器与动态输出反 馈控制器复合后的方程，得到复合系统如下：其中，未知参数41{1、&、01{以及1^由以下凸优化算法求解：〇1>0,3>〇4。，8。，(：。，0。，￥为矩阵变量41{』1{、〇 {、〇1{为待定的动态输出反馈控制器系数矩阵； xk(t)是动态输出反馈控制器的状态，七(〇是》(〇的一阶导数，ew(t)为干扰估计误差， 4(t)为干扰估计误差的一阶导数，x(t)为航天器姿态控制系统的状态变量，i(t)是 x(t)的 一阶导数，(Mt) = [Tdl(t)，Td2(t)，Td3(t)]$示干扰力矩，T dl(t)，Td2(t)，Td3(t)分别为三轴 干扰力矩;C为量测矩阵，t为时间；系数矩阵V为挠性部件振动干扰模型的输出矩阵，W表示 挠性部件振动干扰模型的系统阵，B ,Bi为系数矩阵；Ji，J2，J3分别为三轴的转动惯量， C1表示参数已知Η?性能可调输出矩阵，γ>〇为给定的常数，〇表示零元素或零矩阵，I表 示单位矩阵，表示对称矩阵的对称部分， 则干扰观测器与动态输出反馈控制器的增益矩阵为：7. -种基于输出反馈的抗干扰姿态控制验证方法，其特征在于实现为:航天器的期望 姿态通过姿态控制模块输入，该期望姿态信号通过与姿态确定模块滤波后的姿态信息进行 比较，得到偏差信号;将此偏差信号传递给姿态控制模块，该姿态控制模块接收试验主控模 块中控制方法切换信号后选择并运行包括基于输出反馈的抗干扰姿态控制方法与其它已 知姿态控制方法相应的姿态控制算法，所述姿态控制算法解算出指令力矩信号并传送至反 作用飞轮组;反作用飞轮组在接收指令力矩信号后输出执行力矩信号，该力矩作用在三轴 气浮台的台面，三轴气浮台模拟航天器在外层空间的力学环境，三轴气浮台检测到飞轮输 出力矩作用下的台面转动角速度，转动角速度信号传入实时仿真目标机;试验主控模块控 制干扰模拟器开通与关断，模拟的挠性部件干扰加载到实时仿真目标机，仿真目标机运算 加入挠性部件干扰后的运动学模型，得到包括航天器三轴转动角度和三轴转动角速度的姿 态信息，航天器姿态信息的实时数据传输给试验主控模块中的数据存储分析与对比测试单 元，该单元保存实时运算数据，同时该姿态信息传送至姿态确定模块;姿态确定模块将经过 滤波后得到的姿态信息与期望姿态作比较后获得新的偏差信号，形成了验证的数据流回 路。
【文档编号】G05D1/08GK106020221SQ201610370208
【公开日】2016年10月12日
【申请日】2016年5月30日
【发明人】郭雷, 张大发, 乔建忠, 朱玉凯, 许昱涵
【申请人】北京航空航天大学