一种组合体航天器姿态无模型的自适应控制方法和系统与流程

本发明属于组合体航天器控制技术领域，尤其涉及一种组合体航天器姿态无模型的自适应控制方法和系统。

背景技术：

对于航天器捕获非合作目标后构成的组合体，一方面由于非合作目标的模型参数未知，无法对组合体进行精确建模，另一方面由于抓捕航天器与目标间的非完全约束，组合体系统可能存在时滞。

目前，针对组合体航天器的控制，通常采用如下方法：利用输入输出数据，设计无模型自适应控制器。然而，当系统存在大时滞时，由于组合体航天器获得的系统输出数据不是实时的响应，控制器的自适应迭代过程会失效，导致控制器无法对组合体航天器进行有效控制。

技术实现要素：

本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种组合体航天器姿态无模型的自适应控制方法和系统，以实现对大时滞组合体航天器的自适应控制。

为了解决上述技术问题，本发明公开了一种组合体航天器姿态无模型的自适应控制方法，包括：

根据组合体航天器的历史控制输入和历史系统输出，通过极小化估计准则函数，对紧格式动态等价线性化模型中的伪雅各比矩阵的进行在线参数估计，得到伪雅各比矩阵估计值；

根据伪雅各比矩阵的估计值，通过向前一步预报误差准则函数，得到下一时刻的控制输入估计值；

将所述下一时刻的控制输入估计值作为组合体航天器下一时刻的控制输入，以完成组合体航天器姿态无模型的自适应控制。

在上述组合体航天器姿态无模型的自适应控制方法中，所述紧格式动态等价线性化模型的表达式为：

Δy(k+1)＝Φ_c(k)Δu(k)

其中：

Δy(k+1)＝y(k+1)-y(k)，Δu(k)＝u(k)-u(k-1)

其中，Δ表示变量的增量；y(k)表示在[k-1,k]时刻内的所有系统输出构成的向量；u(k)表示在[k-1,k]时刻内的所有控制输入构成的向量；Φ_c(k)表示伪雅各比矩阵。

在上述组合体航天器姿态无模型的自适应控制方法中，所述根据组合体航天器的历史控制输入和历史系统输出，通过极小化估计准则函数，对紧格式动态等价线性化模型中的伪雅各比矩阵的进行在线参数估计，得到伪雅各比矩阵估计值，包括：

根据组合体航天器的历史控制输入和历史系统输出，确定控制输入增量Δu(k-1)和系统输出增量Δy(k)；

根据极小化估计准则函数，对伪雅各比矩阵Φ_c(k)求极值，得到参数自适应估计方程：

将确定的控制输入增量Δu(k-1)和系统输出增量Δy(k)，代入所述参数自适应估计方程，求解得到伪雅各比矩阵估计值

其中，表示控制输入实质增量；μ表示权重系数，η_k表示估计步长系数，τ表示调节参数。

在上述组合体航天器姿态无模型的自适应控制方法中，所述极小化估计准则函数的表达式为：

在上述组合体航天器姿态无模型的自适应控制方法中，所述根据伪雅各比矩阵的估计值，通过向前一步预报误差准则函数，得到下一时刻的控制输入估计值，包括：

确定向前一步预报误差准则函数：

对所述向前一步预报误差准则函数J(u(k))进行求导，得到下一时刻的控制输入估计值u^*(k)的表达式：

将伪雅各比矩阵估计值，代入所述下一时刻的控制输入估计值的表达式，得到下一时刻的控制输入估计值；

其中，λ和η均表示权重系数，y^*(k+1)表示系统输出的期望值，ρ表示步长系数，T表示采样时间。

相应的，本发明还公开了一种组合体航天器姿态无模型的自适应控制系统，包括：

参数估计模块，用于根据组合体航天器的历史控制输入和历史系统输出，通过极小化估计准则函数，对紧格式动态等价线性化模型中的伪雅各比矩阵的进行在线参数估计，得到伪雅各比矩阵估计值；

控制输入估计模块，用于根据伪雅各比矩阵的估计值，通过向前一步预报误差准则函数，得到下一时刻的控制输入估计值；

自适应模块，用于将所述下一时刻的控制输入估计值作为组合体航天器下一时刻的控制输入，以完成组合体航天器姿态无模型的自适应控制。

本发明具有以下优点：

本发明克服了非完全约束组合体航天器存在大时滞和系统模型未知的问题，提供了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，以及系统存在大时滞时难以控制的问题。建立了针对一般时间离散非线性大时滞系统的紧格式动态等价线性化模型，针对该紧格式动态等价线性化模型中的未知变量，采取了改进的投影估计算法进行在线递推估计；进一步，基于该紧格式动态等价线性化模型中的未知变量的参数估计值，构造向前一步预报误差准则函数，通过加入了滞后输入的约束项的最小化准则函数，设计组合体航天器加权一步向前自适应控制器，使该加权一步向前自适应控制器能控制大时滞系统，并且控制器的设计不需要被控系统任何模型参数信息，提高了航天器运动模拟器的姿态确定精度。

附图说明

图1是本发明实施例中一种组合体航天器姿态无模型的自适应控制方法的步骤流程图；

图2是本发明实施例中一种组合体航天器姿态无模型的自适应控制方法的工作流程示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明公共的实施方式作进一步详细描述。

参照图1，示出了本发明实施例中一种组合体航天器姿态无模型的自适应控制方法的步骤流程图。参照图2，示出了本发明实施例中一种组合体航天器姿态无模型的自适应控制方法的工作流程示意图。在本实施例中，所述组合体航天器姿态无模型的自适应控制方法，包括：

步骤101，根据组合体航天器的历史控制输入和历史系统输出，通过极小化估计准则函数，对紧格式动态等价线性化模型中的伪雅各比矩阵的进行在线参数估计，得到伪雅各比矩阵估计值。

在本实施例中，假设以组合体航天器三轴姿态控制问题为例，则被控系统是一个三输入三输出的非线性系统，取：航天器的姿态角和姿态角速度为系统状态，三轴控制力矩为控制输入；航天器的姿态角和角速度为被控变量或系统输出。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，该组合体航天器的控制方程可以描述为：

y(k+1)＝f(x(k),u(k))···式(1.1)

定义：y(k)表示在[k-1,k]时刻内的所有系统输出构成的向量，u(k)表示在[k-1,k]时刻内的所有控制输入构成的向量，即：

对上式(1.1)作如下假设：

假设1：f对各个变量的分量都存在连续偏导数。

假设2：式(1.1)满足广义Lipschitz条件，即对任意k₁≠k₂、k₁≥0、k₂≥0且u(k₁)≠u(k₂)，有：

||y(k₁+1)-y(k₂+1)||≤b||u(k₁)-u(k₂)||···式(1.2)

式中，b表示为常数，且为正。

若式(1.1)满足上述假设1和假设2，则：

当||Δu(k)||≠0时，则一定存在一个时变参数矩阵Φ_c(k)，即伪雅各比矩阵，进而，式(1.1)可以转化为如下紧格式动态等价线性化模型：

Δy(k+1)＝Φ_c(k)Δu(k)···式(1.3)

其中：

Δy(k+1)＝y(k+1)-y(k)，Δu(k)＝u(k)-u(k-1)

对任意时刻k，伪雅各比矩阵是有界的；Δ表示变量的增量。

优选的，所述根据组合体航天器的历史控制输入和历史系统输出，通过极小化估计准则函数，对紧格式动态等价线性化模型中的伪雅各比矩阵的进行在线参数估计，得到伪雅各比矩阵估计值，具体可以包括：

子步骤S11，根据组合体航天器的历史控制输入和历史系统输出，确定控制输入增量Δu(k-1)和系统输出增量Δy(k)。

子步骤S12，根据极小化估计准则函数，对伪雅各比矩阵Φ_c(k)求极值，得到参数自适应估计方程：

在本实施例中，表示控制输入实质增量。其中，τ表示调节参数，用于指示滞后时间；μ表示权重系数，η_k表示估计步长系数。

优选的，μ和η_k的取值可以但不仅限于为：μ＝1，η_k＝0.2。

优选的，极小化估计准则函数的表达式为：

子步骤S13，将确定的控制输入增量Δu(k-1)和系统输出增量Δy(k)，代入所述参数自适应估计方程，求解得到伪雅各比矩阵估计值

步骤102，根据伪雅各比矩阵的估计值，通过向前一步预报误差准则函数，得到下一时刻的控制输入估计值。

在本实施例中，所述根据伪雅各比矩阵的估计值，通过向前一步预报误差准则函数，得到下一时刻的控制输入估计值，具体可以包括：

子步骤21，确定向前一步预报误差准则函数：

子步骤22，对所述向前一步预报误差准则函数J(u(k))进行求导，得到下一时刻的控制输入估计值u^*(k)的表达式：

在本实施例中，λ和η均表示权重系数，y^*(k+1)表示系统输出的期望值，ρ表示步长系数，T表示采样时间。

优选的，ρ的取值可以但不仅限于为：ρ＝0.7。

子步骤23，将伪雅各比矩阵估计值，代入所述下一时刻的控制输入估计值u^*(k)的表达式，得到下一时刻的控制输入估计值。

步骤103，将所述下一时刻的控制输入估计值作为组合体航天器下一时刻的控制输入，以完成组合体航天器姿态无模型的自适应控制。

在本实施例中，如图2，可将计算得到的下一时刻的控制输入估计值作为组合体航天器下一时刻的控制输入，所述控制输出作为下一周期的控制输入，进行循环，即，重复上述步骤101和步骤102，以完成组合体航天器姿态无模型的自适应控制。

综上所述，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紧格式动态等价线性化模型；采用改进的投影估计算法，对紧格式动态等价线性化模型中的未知变量进行了在线递推估计，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；进一步的，根据紧格式动态等价线性化模型中的未知变量的参数估计值，构造了向前一步预报误差准则函数，通过引入输入滞后惩罚项，对大时滞输入进行调节，设计组合体航天器加权一步向前自适应控制器，使该加权一步向前自适应控制器能控制大时滞系统，并且控制器的设计不需要被控系统任何模型参数信息，提高了航天器运动模拟器的姿态确定精度。

在上述实施例的基础上，本发明还公开了一种组合体航天器姿态无模型的自适应控制系统，包括：参数估计模块，用于根据组合体航天器的历史控制输入和历史系统输出，通过极小化估计准则函数，对紧格式动态等价线性化模型中的伪雅各比矩阵的进行在线参数估计，得到伪雅各比矩阵估计值；控制输入估计模块，用于根据伪雅各比矩阵的估计值，通过向前一步预报误差准则函数，得到下一时刻的控制输入估计值；自适应模块，用于将所述下一时刻的控制输入估计值作为组合体航天器下一时刻的控制输入，以完成组合体航天器姿态无模型的自适应控制。

对于系统实施例而言，由于其与方法实施例相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法实施例部分的说明即可。

本说明中的各个实施例均采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可。

以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

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的公知技术。