一种轮控小卫星自适应积分滑模姿态控制器的制作方法

本发明涉及一种轮控小卫星自适应积分滑模姿态控制器，属于航天器控制技术领域。

背景技术：

近年来，随着微机电技术和空间技术的发展成熟，小卫星受到了越来越多人的关注。小卫星所执行的任务与其姿态控制有很大的关系，如：要实现对地面目标的观测任务，就要求小卫星具有高精度的对地凝视姿态；要实现小卫星太阳能帆板充电任务，就要求小卫星具有对日定向姿态。

为了实现高精度的姿态控制，小卫星上一般选用飞轮作为力矩执行机构。对于小卫星来说，干扰力矩是影响其姿态控制精度的主要原因，其中，对于采用飞轮作为力矩执行机构的小卫星来说，飞轮的摩擦力矩是小卫星受到的主要干扰力矩之一，同时，低轨飞行的小卫星受到的外界环境的干扰力矩也比较大。因此，如何克服上述两种干扰力矩的影响，是实现小卫星高精度姿态控需要解决的问题之一。

目前，针对小卫星受到的干扰力矩的影响，解决的方法主要有两种：一种是通过精确建模或者建立观测器对干扰力矩进行补偿；另一种是通过设计性能优越的鲁棒控制器。但上述两种方法存在一定的局限性，前者需要对干扰力矩具有一定的了解，而后者可处理未知的干扰力矩，但是会牺牲一定的控制精度。

技术实现要素：

本发明提出了一种轮控小卫星自适应积分滑模姿态控制器，该控制器能够降低外界干扰力矩对轮控小卫星姿态控制精度的影响，从而减小了控制力矩的抖振幅度，实现对小卫星的精确控制。

实现本发明的技术方案如下：

一种轮控小卫星自适应积分滑模姿态控制器，包括积分滑模控制模块，所述积分滑模控制模块的控制算法为：

其中，ε、kp、ki为大于0的常量参数，s为滑模向量，ωe和qev分别为小卫星的误差角速度和误差姿态四元数，j为小卫星的转动惯量，ωb为小卫星角速度，c为飞轮安装矩阵，jw为飞轮轴向转动惯量值，ωw为飞轮轴向转速，||||∞为无穷范数；sat()为饱和函数，具体结构为：

姿态控制器将计算得到实现控制所需力矩t转换成控制电压，实现对飞轮机构的控制。

一种轮控小卫星自适应积分滑模姿态控制器，所述姿态控制器包括积分滑模控制模块和干扰观测器，

所述积分滑模控制模块的控制算法为：

其中，ε、kp、ki为大于0的常量参数，s为滑模向量，ωe和qev分别为小卫星的误差角速度和误差姿态四元数，j为小卫星的转动惯量，ωb为小卫星角速度，c为飞轮安装矩阵，jw为飞轮轴向转动惯量值，ωw为飞轮轴向转速，||||∞为无穷范数，sat()为饱和函数，

其中，δ>0为边界层厚度。

所述干扰观测器的控制算法为：

其中，l1<0，l2>0，为常量参数，分别为飞轮转速ωw和摩擦干扰力矩twf的估计值，t为实现控制所需力矩；

姿态控制器根据计算得到控制电压u，实现对飞轮机构的控制；

其中，u为输出的控制电压，k为飞轮力矩电压比例因子。

有益效果

第一，本发明针对外界的不确定干扰，设计了一种自适应积分滑模控制算法，其中自适应律根据干扰大小调整切换增益，减小了控制力矩的抖振幅度。

第二，本发明针对飞轮的摩擦干扰力矩，设计干扰观测器估计出摩擦力矩，通过前馈控制实现了对摩擦力矩的干扰补偿，减小了总干扰的上界。

第三，在外界干扰以及飞轮摩擦力矩的影响下，采用本发明设计的控制器，小卫星的姿态能最终达到期望姿态，具有较高的鲁棒性，且在小卫星达到稳定后，姿态误差能控制在较小的以内。同时，在保证系统鲁棒性的前提下，能充分减小控制力矩的抖振幅度，优化控制力矩，减小了飞轮的负担。

附图说明

图1为本发明设计的控制器应用于小卫星姿态跟踪控制流程图；

图2为本发明中干扰观测器示意图；

图3为本发明中姿态控制器示意图；

图中：1、实现控制所需要的力矩，2、飞轮转速，3、飞轮摩擦干扰力矩的估计值，4、小卫星角速度，5、误差角速度，6、误差姿态四元数，7、输出控制电压。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步介绍。

如图1所示，本发明设计的姿态控制器应用于小卫星姿态跟踪控制系统中，小卫星姿态跟踪控制系统的工作过程为：首先小卫星接收地面发来的指令，星务计算机计算出当前姿态与期望姿态的差值，传递给设计的姿态控制器，姿态控制器根据该误差信息计算得到控制电压，传递给飞轮机构，飞轮机构产生力矩作用在小卫星上，姿态敏感器计算出小卫星当前姿态，并将该信息传递给姿态检测计算机完成一个闭环控制循环。

本发明设计了一种轮控小卫星自适应积分滑模姿态控制器，该控制器可以在外界不确定干扰的影响，保证小卫星误差姿态收敛到零，同时减少稳态误差。针对滑模变结构控制算法存在的抖振问题，对切换增益设计自适应律，如下所示：

其中，ε为大于0的常量参数，s为滑模向量，其结构为：kp、ki为大于0的常量参数，ωe和qev分别为小卫星的误差角速度和误差姿态四元数，由星务计算机给出，ωe(0)为小卫星的初始时误差角速度，

该自适应律可以根据外界干扰的大小自动调节增益幅值，在保证鲁棒性的前提下充分减小抖振。

结合自适应律和全局积分滑模控制算法，得到满足控制需要的力矩为：

t＝-ksat(s)-kpjωe-kijqev+ωb^×(jωb+cjwωw)

为小卫星的转动惯量，ωb为小卫星角速度，由陀螺仪给出，c为飞轮安装矩阵，jw为飞轮轴向转动惯量值，ωw为飞轮轴向转速，sat()为饱和函数，||||∞为无穷范数。

如图2所示，针对飞轮的摩擦干扰力矩，本发明设计了干扰观测器估计出摩擦力矩，通过前馈控制实现了对摩擦力矩的干扰补偿，减小了总干扰的上界，该干扰观测器是基于飞轮机构的数学模型所设计的，具体表达式为

其中，l1<0，l2>0，为常量参数，分别为飞轮转速ωw和摩擦干扰力矩twf的估计值，t为自适应全局积分滑模控制算法计算出的实现控制所需力矩。

干扰观测器的输入为姿态控制模块得到的力矩t和飞轮转速ωw，飞轮转速ωw由飞轮上安装的测速装置得到，指令力矩由自适应全局积分滑模控制算法计算得出，输出为飞轮转动过程中的摩擦力矩观测值，将该值反馈到力矩t上，通过前馈控制实现了对摩擦力矩的干扰补偿。

如图3所示，本发明中飞轮采用的是力矩模式，即输出力矩与输入电压成正比，结合前面的干扰观测器，最终设计的姿态控制器为：

其中，u为输出的控制电压，k为飞轮力矩电压比例因子。

综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。