一种无需角速度反馈的快速响应小卫星姿态控制方法

摘要

本发明公开了一种无需角速度反馈的快速响应小卫星姿态控制方法，本发明包括设计基于RBF神经网络的RBF观测器；为基于RBF神经网络的RBF观测器设计RBF网络自适应律；通过RBF观测器输出干扰力矩的观测值和角速度信息的估计值，结合期望姿态来设计基于RBF神经网络的滑模变结构姿态控制器以输出控制力矩来控制被控对象，通过上述方法，能够在没有角速度反馈的情况下，保证了闭环系统的稳定性，对干扰具有一定的鲁棒性，可以很好地完成卫星姿态控制任务。

说明书

技术领域

本发明属于卫星姿态控制技术领域，具体涉及一种无需角速度反馈的快速响应小卫星姿态控制方法。

背景技术

快速响应小卫星由于具有快速研制和发射能力、快速反应和响应能力、快速部署和重建能力以及快速应用和服务能力，能在太空快速感知、空间通信与导航、气象与海洋环境监测等多种领域提供快速高效的支持，已成为了目前人们关注的焦点。这类小卫星具有设计研制周期短、太空部署快、发射方式灵活等优点，但也具有体积重量相对较小、功能相对单一以及成本相对较低等特点。

为了进一步降低研制成本，快速响应小卫星的设计中倾向于采用低等级商业器件，以替代昂贵的高等级航天器件。这种设计会使得快速响应小卫星上的某些部件或机构发生故障的风险大为增高，例如，卫星上的姿态敏感器——陀螺可能发生失效，这就使得卫星的角速度信息无法被准确测量和获取，因此，需要发展在没有角速度反馈情况下的卫星姿态控制技术。

当前，卫星姿态控制方法大部分都是在全状态反馈的基础上设计的，这种全状态反馈姿态控制方案存在很多局限性。为了解决卫星控制系统中状态不可测量的问题，不少研究学者提出了基于观测器的控制方法。其中，文献“Nicosia S,Tomei P，Nonlinearobserver and output-feedback attitude control of spacecraft[J]，IEEETransactions on Aerospace and Electronic Systems,1992,28(4):970-977”最早提出无需测量角速度的卫星姿态控制方法，该方案研究了仅通过可测量的角度位置(滚动、俯仰和偏航)来控制卫星，提出了一种渐近重构卫星状态变量的非线性观测器，并通过稳定性分析证明了卫星系统渐进稳定性。文献“Li S H,Ding S H,Li Q，Global set stabilizationof the spacecraft attitude control problem based on quaternion[J]，International Journal of Robust and Nonlinear Control,2010,20(1):84-105”研究了无角速度测量的刚性卫星有限时间输出反馈姿态稳定问题，针对角速度测量不足的问题，提出了一种半全局有限时间收敛观测器，在有限时间内恢复未知的角速度信息。文献“Kristiansen R,Loria A A,Chaillet,et al，Spacecraft relative rotation trackingwithoutangular velocity measurements[J]，Automatica,2009,45(3):750-756”利用微分滤波器估计不可测量的角速度信息，基于估计的角速度信息，设计仅需要姿态四元数反馈的姿态控制方法。文献“霍宝玉，航天器姿态容错控制方法研究[D]，北京理工大学，2017”利用模糊控制的鲁棒性，设计模糊自适应观测器估计不可测量的角速度，利用该观测器得到的估计值设计自适应模糊输出反馈控制方案。

然而上述控制方法所针对的对象都是传统轨道高度的、所受环境干扰力矩较小的卫星，对于处于低轨道运行、所受环境力矩是传统轨道高度上的数十甚至上百倍的快速响应小卫星并不适用。

发明内容

本发明要解决的技术问题是：为了解决所受环境力矩大的快速响应小卫星在角速度信息不可测量情况下的姿态控制问题，本发明提出一种无需角速度反馈的快速响应小卫星姿态控制方法，以实现快速响应小卫星在角速度信息不可测量情况下的姿态控制。

为了解决上述技术问题，本发明所采用的技术方案是：

一种无需角速度反馈的快速响应小卫星姿态控制方法，包括：

S1)针对快速响应小卫星获取地球惯性坐标系到卫星本体坐标系的姿态四元数q

S2)将神经网络估计权值

S3)将得到的估计误差四元数

S4)控制快速响应小卫星的姿态调节部件产生控制力矩T

可选地，步骤S1)中RBF网络自适应律的函数表达式为：

上式中，

可选地，自定义函数δ的计算函数表达式为：

上式中，δ(t)表示自定义函数δ在t时刻的取值；L

自定义函数

上式中，

可选地，步骤S2)中RBF观测器的函数表达式为：

上式中，

x＝[x

上式中，x

可选地，t时刻的鲁棒项v(t)的计算函数表达式为：

上式中，D为放大因子，

可选地，步骤S3)中控制器的函数表达式为：

其中，T

可选地，系统干扰力矩逼近值

上式中，

可选地，与观测误差四元数

上式中，

此外，本发明还提供一种无需角速度反馈的快速响应小卫星姿态控制系统，包括相互连接的微处理器和存储器，所述微处理器被编程或配置以执行所述的无需角速度反馈的快速响应小卫星姿态控制方法的步骤，或者所述存储器中存储有被编程或配置以执行所述的无需角速度反馈的快速响应小卫星姿态控制方法的计算机程序。

此外，本发明还提供一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质中存储有被编程或配置以执行所述的无需角速度反馈的快速响应小卫星姿态控制方法的计算机程序。

与现有技术相比，本发明技术方案具有下述有益效果：本发明针对所受环境力矩大、角速度信息不可测量的快速响应小卫星，通过RBF网络自适应律、RBF观测器和控制器，用于估计不可测量的角速度，实现了角速度信息和环境干扰信息未知情况下的自适应控制，能够在没有角速度反馈的情况下，保证了闭环系统的稳定性，对干扰具有一定的鲁棒性，可以很好地完成卫星姿态控制任务。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。

图1为本发明实施例所述姿态控制方法的步骤流程框图。

图2为本发明实施例所述姿态控制方法的控制原理示意图。

图3为本发明实施例姿态稳定控制中的误差四元数变化图。

图4为本发明实施例姿态稳定控制中的误差角速度变化图。

图5为本发明实施例姿态稳定控制中的观测器误差四元数变化图。

图6为本发明实施例姿态稳定控制中的观测器误差角速度变化图。

图7为本发明实施例姿态稳定控制中的滑动模态变化图。

图8为本发明实施例姿态稳定控制中的控制力矩变化图。

图9为本发明实施例姿态稳定控制中的系统干扰的实际值及逼近值变化图，其中子图(a)为0-300s时间区间；子图(b)为150-500s时间区间。

图10为本发明实施例姿态跟踪控制中的误差四元数变化图。

图11为本发明实施例姿态跟踪控制中的误差角速度变化图。

图12为本发明实施例姿态跟踪控制中的观测器误差四元数变化图。

图13为本发明实施例姿态跟踪控制中的观测器误差角速度变化图。

图14为本发明实施例姿态跟踪控制中的滑动模态变化图。

图15为本发明实施例姿态跟踪控制中的控制力矩变化图。

图16为本发明实施例姿态跟踪控制中的系统干扰的实际值及逼近值变化图，其中子图(a)为0-300s时间区间；子图(b)为150-500s时间区间。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

为清晰起见，本发明中涉及的相关变量或符号的含义如下表1所示。

表1相关变量或符号的含义

如图1和图2所示，本实施例无需角速度反馈的快速响应小卫星姿态控制方法包括：

S1)针对快速响应小卫星获取地球惯性坐标系到卫星本体坐标系的姿态四元数q

S2)将神经网络估计权值

S3)将得到的估计误差四元数

S4)控制快速响应小卫星的姿态调节部件产生控制力矩T

本实施例中，步骤S1)中RBF网络自适应律的函数表达式为：

上式中，

本实施例中，自定义函数δ的计算函数表达式为：

上式中，δ(t)表示自定义函数δ在t时刻的取值；L

自定义函数

上式中，

本实施例中，步骤S2)中RBF观测器的函数表达式为：

上式中，

x＝[x

上式中，x

本实施例中，t时刻的鲁棒项v(t)的计算函数表达式为：

上式中，D为放大因子，

本实施例中步骤S2)中RBF观测器的设计方法如下：

考虑如下二阶单数入单输出非线性系统：

上式中，x为非线性系统的输入量，x＝[x

针对式(6)，设计如下观测器：

上式中，

定义非线性系统的输入量x的估计误差为

上式中，

在式(4)的观测器中，f(x)采用神经网络进行估计。而未知、连续的非线性函数f(x)可以采用理想权值W

f(x)＝W

上式中，ε(x)是神经网络逼近误差，ε

采用神经网络逼近f(x)，表示为:

上式中，

则有：

定义神经网络基函数的估计误差为：

上式中，h(x)是神经网络基函数，

对式(11)的边同时加减

上式中，神经网络估计误差

将式(12)代入式(8)则有：

根据式(14)，输出估计误差可表达为：

上式中，H(s)为已知的具有稳定极点的传递函数，由(A-KC

式(15)可以被写为：

上式中，L

自定义函数δ在t时刻的取值δ(t)的计算函数表达式如式(2)所示，且有

当t时刻的控制输入量u(t)有界时，||u(t)||≤u

本实施例中，步骤S3)中控制器的函数表达式为：

上式中，T

本实施例中，系统干扰力矩逼近值

上式中，

本实施例中，与观测误差四元数

上式中，

本实施例中，选取如下的线性滑模切换面：

下面进行所设计的控制器稳定性证明：根据如式(1)所示RBF观测器的函数表达式，可得：

卫星姿态跟踪即对期望姿态的跟踪，根据四元数运算法则，定义姿态跟踪误差为：

q

其中q

由式(23)，得到姿态角速度跟踪误差为：

w

上式中，其中w

根据以上两式，有：

对式(20)求导，然后两边分别左乘J，并根据式(23)、式(24)、式(25)、式(26)可得：

选取李雅普诺夫函数为：

对李雅普诺夫函数求导，并结合式(17)、式(27)，可得：

由于当且仅当s＝0时，

根据LaSalle不变性原理，闭环系统为渐进稳定，即所当t→∞，s→0，从而

下面将对本实施例无需角速度反馈的快速响应小卫星姿态控制方法进行仿真，仿真的相关参数如下：

快速响应小卫星的卫星转动惯量取为：J＝diag[35 45 40]；

初始的卫星真实姿态四元数q

初始的卫星姿态角速度在本体坐标系中的分量w

环境干扰力矩T

针对姿态稳定和姿态跟踪两种情况，设置期望姿态：

姿态稳定控制情况中，期望姿态为：

q

w

姿态跟踪控制情况中，期望姿态为：

q

w

RBF网络自适应律、RBF观测器以及控制器的参数如下：c

最终，针对姿态稳定控制的仿真结果如图3～图9所示，姿态跟踪控制的仿真结果如图10～图16所示。图3～图9和图10～图16分别展示了本实施例无需角速度反馈的快速响应小卫星姿态控制方法在姿态稳定控制和姿态跟踪控制时，基于RBF观测器的快速响应小卫星姿态控制结果，包括误差四元数、误差角速度、观测误差四元数、观测误差角速度、滑动模态、控制力矩以及系统总干扰的逼近值和实际值的变化情况。图中，q

综述所述，本实施例无需角速度反馈的快速响应小卫星姿态控制方法在没有角速度反馈的情况下，保证了闭环系统的稳定性，对干扰具有一定的鲁棒性，可以很好地完成卫星姿态控制任务。本实施例无需角速度反馈的快速响应小卫星姿态控制方法针对快速响应小卫星姿态控制系统的角速度信号不可测和存在干扰力矩情况下，设计了一种RBF网络自适应律、RBF观测器和控制器，用于估计不可测量的角速度，实现了角速度信息和环境干扰信息未知情况下的自适应控制，所设计的RBF观测器，在反馈路径中引入神经网络来捕捉姿态控制系统的非线性。结果表明，状态估计误差较小，神经网络权值参数误差有界。然后采用Lyapunov稳定性定理证明了所设计控制器的稳定性，并通过数值仿真说明了控制方案是可行的和有效的，可以有效应对快速响应小卫星姿态控制系统的角速度信号不可测、存在干扰力矩和执行器饱和的问题，具有较高的控制精度、较强的鲁棒性和应用价值。

此外，本实施例还提供一种无需角速度反馈的快速响应小卫星姿态控制系统，包括相互连接的微处理器和存储器，所述微处理器被编程或配置以执行前述的无需角速度反馈的快速响应小卫星姿态控制方法的步骤，或者所述存储器中存储有被编程或配置以执行前述的无需角速度反馈的快速响应小卫星姿态控制方法的计算机程序。

此外，本实施例还提供一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质中存储有被编程或配置以执行前述的无需角速度反馈的快速响应小卫星姿态控制方法的计算机程序。

以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。