一種撓性衛(wèi)星神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)反步滑模姿態(tài)控制方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種撓性航天器姿態(tài)控制方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 隨著科學(xué)技術(shù)的快速進步和社會經(jīng)濟的不斷發(fā)展，人類更深入的對太空展開了探 索，各國航天事業(yè)迅猛發(fā)展，并取得了耀眼的成就。自上世紀五十年代前蘇聯(lián)發(fā)射世界上首 顆人造地球衛(wèi)星以來，對于具有各種功能的應(yīng)用衛(wèi)星的研宄，形成一個新興的航天工業(yè)方 向，其中包括科學(xué)實驗衛(wèi)星、氣象衛(wèi)星和通信衛(wèi)星等。它們在經(jīng)濟上、軍事上、科學(xué)教育文化 上都具有很大的價值。
[0003] 具有大撓性太陽帆板和撓性或剛性跟蹤天線的衛(wèi)星屬大撓性多體空間結(jié)構(gòu)系統(tǒng)。 附件振動、液體晃動、多體運動和內(nèi)外擾動等與星本體對地定向的姿態(tài)控制之間存在強耦 合作用。對這類結(jié)構(gòu)，建模也較復(fù)雜，往往進行簡化和降階，所得模型存在眾多未建模動態(tài) 和不確定性。實際系統(tǒng)還存在執(zhí)行機構(gòu)和敏感器非線性、敏感器測量噪聲及時間延遲等。實 現(xiàn)這類衛(wèi)星的高精度高穩(wěn)定度姿態(tài)控制，控制器需有較強的魯棒性和干擾抑制能力。航天 學(xué)者為此提出了眾多的控制方法：
[0004] 王磊等人的《衛(wèi)星平臺與天線去耦合控制》提出了動力學(xué)去耦合控制的概念，在衛(wèi) 星平臺之上增加一個主動阻尼機構(gòu)并結(jié)合預(yù)補償控制和帶寬隔離控制策略，使得控制對象 層面和控制系統(tǒng)層面協(xié)同解除剛-柔部件并存系統(tǒng)在動力學(xué)上耦合的問題。
[0005]朱承元等人的《大撓性多體衛(wèi)星的自抗擾姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計》從工程應(yīng)用角度，提 出了一種內(nèi)外雙閉環(huán)自抗擾姿態(tài)控制器，并與使用于某撓性衛(wèi)星的傳統(tǒng)PID姿態(tài)控制器進 行了比較，在考慮執(zhí)行機構(gòu)和敏感器飽和及測量噪聲下的仿真結(jié)果表明，提出的自抗擾姿 態(tài)控制器在魯棒性、適應(yīng)性、精度和快速性、干擾抑制和振動抑制等方面均顯著優(yōu)于傳統(tǒng)的 PID。這一控制方法對實現(xiàn)大撓性多體衛(wèi)星的高精度高穩(wěn)定度姿態(tài)控制，具有應(yīng)用價值。
[0006] 翟坤等人的《撓性多體衛(wèi)星星間跟蹤天線回掃運動研宄》采用命令預(yù)處理算法設(shè) 計天線回掃指令，解決天線回掃運動對星體姿態(tài)穩(wěn)定和柔性振動的影響。
[0007]《基于輸入成形的撓性航天器自適應(yīng)滑?？刂啤方Y(jié)合輸入成型方法與自適應(yīng)滑模 控制方法進行控制律設(shè)計，使系統(tǒng)在參數(shù)不確定性和外界擾動影響下完成對標稱系統(tǒng)的跟 蹤，同時抑制了撓性振動。在大型撓性天線建模研宄方面。
[0008]ShiH.等人的《ANonlinearDynamicModelandFreeVibrationAnalysisof DeployableMeshReflectors》建立了包含有幾何與材料非線性特性的可展開網(wǎng)狀天線動 力學(xué)模型，根據(jù)溫度載荷控制天線形狀。
[0009]LafleurJ.M.等人的《IntegratingFlexibilityintoHumanSpace ExplorationArchitectureDesignDecisions》分析了當前計劃中的航天探索任務(wù)所面臨 的挑戰(zhàn)，研宄了撓性動力學(xué)對任務(wù)目標、開發(fā)成本與周期等因素的影響。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0010] 本發(fā)明為了解決帆板撓性振動和天線轉(zhuǎn)動產(chǎn)生的擾動問題以及現(xiàn)有的姿態(tài)控制 方法穩(wěn)態(tài)精度與穩(wěn)定度有待提高的問題。
[0011] 一種撓性衛(wèi)星神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)反步滑模姿態(tài)控制方法，包括以下步驟：
[0012] 步驟1 :建立撓性衛(wèi)星姿態(tài)動力學(xué)模型：
[0013] 采用混合坐標法建立撓性衛(wèi)星姿態(tài)動力學(xué)模型，含有兩塊帆板和一根運動天線的 動力學(xué)方程有以下形式：
[0015] 附件模態(tài)方程為：
[0017] 其中，《s= [?x，《y，R3為衛(wèi)星角速度，本質(zhì)為本體系相對于慣性系且 投影分解在本體系中的姿態(tài)角速度矢量；IseR3X3為星體轉(zhuǎn)動慣量陣；UeR3是由執(zhí)行機 構(gòu)（飛輪、動量輪、推力器等）提供的星體三個通道控制力矩矢量；deR3為衛(wèi)星所受的 干擾力矩，包括環(huán)境干擾力矩和部件安裝誤差所引起的干擾力矩等；《 a= [? ax，《ay，《az] TeR3為天線轉(zhuǎn)動角速度；IaeR3X3為天線轉(zhuǎn)動慣量陣；TaeR3是天線轉(zhuǎn)動驅(qū)動控制力矩； nkGRn為撓性模態(tài)坐標，n為模態(tài)階數(shù)，k為附件編號，k= 1、2時表示兩帆板，k= 3表 示天線；和Dk為n維對角陣，分別表示附件的阻尼比和模態(tài)頻率；FskeR3XnS附件振 動與星體轉(zhuǎn)動耦合系數(shù)；RsaeR3X3為天線與星體轉(zhuǎn)動耦合系數(shù)；FaeR3XnS天線轉(zhuǎn)動與天 線臂振動耦合系數(shù)；符號 < 表示如下的反對稱矩陣
[0019] 類似的，有
[0021] 步驟2 :對模型公式⑴和⑵進行處理后，考慮衛(wèi)星慣性定向飛行，且采用小角 度假設(shè)，則衛(wèi)星角速度近似等于姿態(tài)角速度有
[0023] 令x:= 0，x2 =夫=6,將上式寫成狀態(tài)空間形式
[0025]步驟3 :設(shè)計基于反步法的滑模姿態(tài)控制器：
[0027] 式中，h與T為待設(shè)計參數(shù)，均為正數(shù)；n彡|d| ;
[0028] 步驟4:采用RBF神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)逼近（n +h t ) sgn (〇);
[0029] 設(shè)計控制器為
[0031] 得到完整的姿態(tài)控制器表示為
[0033] 三軸分別按照上述過程設(shè)計姿態(tài)控制器，從而完成姿態(tài)控制。
[0034] 本發(fā)明具有以下有益效果：
[0035] (1)本發(fā)明設(shè)計的姿態(tài)控制器考慮撓性模態(tài)及天線運動擾動；
[0036] (2)本發(fā)明將反步法滑模控制的思想相結(jié)合，擴大反步控制法的使用范圍，使得對 模型不確定性具有魯棒性，同時有效提高系統(tǒng)的響應(yīng)速度，在20s之內(nèi)即可將姿態(tài)收斂到 一定范圍之內(nèi)；
[0037] (3)本發(fā)明用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)智能算法逼近符號函數(shù)，使控制量連續(xù)化，從而削弱抖振的 影響；
[0038] (4)本發(fā)明有效抑制帆板撓性振動和天線轉(zhuǎn)動產(chǎn)生的擾動；
[0039](5)本發(fā)明并不需要對天線進行控制或運動補償即可獲取良好的衛(wèi)星本體姿態(tài)控 制效果；
[0040](6)本發(fā)明較大程度的提高系統(tǒng)的姿態(tài)控制穩(wěn)態(tài)精度與穩(wěn)定度，達到1(T4量級。
【附圖說明】
[0041] 圖1為本發(fā)明流程圖；
[0042] 圖2為姿態(tài)角仿真結(jié)果圖；
[0043] 圖3為姿態(tài)角速度仿真結(jié)果圖；
[0044]圖4為控制力矩仿真結(jié)果圖；
[0045] 圖5為帶有運動天線的衛(wèi)星結(jié)構(gòu)示意圖；
[0046] 圖6為RBF神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)結(jié)構(gòu)示意圖。
【具體實施方式】
【具體實施方式】 [0047] 一：一種撓性衛(wèi)星神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)反步滑模姿態(tài)控制方法，包括以下步 驟：
[0048] 步驟1 :建立撓性衛(wèi)星姿態(tài)動力學(xué)模型：
[0049] 采用混合坐標法建立撓性衛(wèi)星姿態(tài)動力學(xué)模型，含有兩塊帆板和一根運動天線的 動力學(xué)方程有以下形式：
[0051] 附件模態(tài)方程為：
[0053] 其中，《s= [?x，《y，《JTGR3為衛(wèi)星角速度，本質(zhì)為本體系相對于慣性系且 投影分解在本體系中的姿態(tài)角速度矢量；IseR3X3為星體轉(zhuǎn)動慣量陣；UeR3是由執(zhí)行機 構(gòu)（飛輪、動量輪、推力器等）提供的星體三個通道控制力矩矢量；deR3為衛(wèi)星所受的 干擾力矩，包括環(huán)境干擾力矩和部件安裝誤差所引起的干擾力矩等；《 a= [? ax，《ay，《az] TeR3為天線轉(zhuǎn)動角速度；IaeR3X3為天線轉(zhuǎn)動慣量陣；TaeR3是天線轉(zhuǎn)動驅(qū)動控制力矩； nkGRn為撓性模態(tài)坐標，n為模態(tài)階數(shù)，k為附件編號，k= 1、2時表示兩帆板，k= 3表 示天線；和Dk為n維對角陣，分別表示附件的阻尼比和模態(tài)頻率；FskeR3XnS附件振 動與星體轉(zhuǎn)動耦合系數(shù)；RsaeR3X3為天線與星體轉(zhuǎn)動耦合系數(shù)；FaeR3XnS天線轉(zhuǎn)動與天 線臂振動耦合系數(shù)；符號 <表示如下的反對稱矩陣
[0055] 類似的，有
[0057] 步驟2 :對模型公式⑴和⑵進行處理后，考慮衛(wèi)星慣性定向飛行，且采用小角 度假設(shè)，則衛(wèi)星角速度《s近似等于姿態(tài)角速度辦，有
[0059] 令Xi= 0，.x2 = * = ^ ,將上式寫成狀態(tài)空間形式
[0061] 步驟3 :設(shè)計基于反步法的滑模姿態(tài)控制器：
[0063] 式中，h與t為待設(shè)計參數(shù)，均為正數(shù)，q彡|D| ;
[0064] 步驟4:采用RBF神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)逼近（n +h t)sgn( 〇 );
[0065] 設(shè)計控制器為
[0067] 得到完整的姿態(tài)控制器表示為
[0069] 三軸分別按照上述過程設(shè)計姿態(tài)控制器，從而完成姿態(tài)控制；為驗證方法的有效 性，將三軸的完整的姿態(tài)控制器代入完整撓性衛(wèi)星姿態(tài)模型中進行仿真分析。
【具體實施方式】 [0070] 二：本實施方式所述的步驟2的具體實施過程如下：
[0071] 采用歐拉角描述衛(wèi)星姿態(tài)，并考慮X-Y-Z轉(zhuǎn)序，相應(yīng)的轉(zhuǎn)動姿態(tài)角分別為衛(wèi)星姿 態(tài)滾動角衛(wèi)星姿態(tài)俯仰角9和衛(wèi)星姿態(tài)偏航角步，衛(wèi)星作慣性定向飛行時，表示為
[0073] 由上式得到衛(wèi)星姿態(tài)運動學(xué)方程為
[0075] 圖5為帶有運動天線的衛(wèi)星結(jié)構(gòu)示意圖；如圖5所示，其中坐標系OXbYbZb為衛(wèi)星 本體坐標系，〇XalYalZalS天線支撐臂坐標系，OX aYaZa為天線本體坐標系；假設(shè)天線安裝在衛(wèi) 星本體偏航軸負方向，初始時刻天線面朝向本體俯仰方向，天線本體Xa軸與本體滾動軸方 向相反，天線支撐臂坐標系與天線本體系初始時刻指向完全相同，中心在星體與支撐臂連 接處；根據(jù)以上設(shè)定，Ia、詳細表述為：
[0076] Iae R3X3為天線轉(zhuǎn)動慣量陣，是天線相對于其自身本體坐標系的轉(zhuǎn)動慣量陣；
[0077] ?aG R3為天線轉(zhuǎn)動角速度，是天線相對于其支撐臂坐標系的轉(zhuǎn)動角速度；
[0078] 天線具有兩個自由度分別為繞本體Xa軸的轉(zhuǎn)動和繞的轉(zhuǎn)動，轉(zhuǎn)動的角度稱為 天線俯仰角a和天線方向角0 ;考慮天線運動方式為先作方位運動后作俯仰運動，則
[0080] 于是，天線轉(zhuǎn)動的運動學(xué)方程為
[0082] 考慮衛(wèi)星姿態(tài)運動學(xué)方程和天線轉(zhuǎn)動的運動學(xué)方程，對動力學(xué)模型公式（1)和 (2)進行處理得到
[0085] 將耦合項、撓性模態(tài)與天線轉(zhuǎn)動的影響當作干擾及不確定性，則上式可化為
[0087]式中，
[0090] D為干擾及不確定性的總和，且D有界；
[0091] 考慮衛(wèi)星慣性定向飛行，且采用小角度假設(shè)，則衛(wèi)星角速度近似等于姿態(tài)角速 度有
[0093] 將三軸解耦，以俯仰軸為例得
[0095] 式中，Gy、uy和Dy為俯仰軸的相應(yīng)系數(shù)、控制力矩和不確定性項，為簡化推導(dǎo)過程， 略去下角標y，簡記
[0097]令x:= 0，x2=夫=1將上式寫成狀態(tài)空間形式
[0099] 其他步驟與參數(shù)與【具體實施方式】一相同。
【具體實施方式】 [0100] 三：本實施方式所述的步驟3的具體實施過程如下：
[0101] 步驟3. 1、設(shè)跟蹤誤差Zl=xd-x1;xd為參考輸入，x<!為0時，有zi=-X1;
[0102] 虛擬控制量z2 =右+%x2+cA，則a=z2-clZl，其中Ci是待設(shè)計參數(shù)，c ^0 ;
[0103]取Lyapunov函數(shù)為
[0105] 將其對時間求導(dǎo)得
[0107] 取滑模面
[0109] 式中，匕>0;
[0110] 當0 = 0時，Zi= 0、z2= 0且G< 0 ,為此需要進行下一步設(shè)計；
[0111] 步驟3. 2、再將Lyapunov函數(shù)取為
[0113] 將其對時間求導(dǎo)得
[0115] 設(shè)計控制器為
[0117] 式中，h與t為正數(shù)，q