一种航天器轨道-姿态-模态信息观测与扰动估计方法

航空航天装置制造技术1.本发明属于大型航天器稳定控制技术领域，尤其涉及一种航天器轨道-姿态-模态信息观测与扰动估计方法。背景技术：2.大型航天器是未来空间资源利用、宇宙奥秘探索、长期在轨居住的重大战略性航天装备，通常需要多次发射并在轨进行装配建造。装配过程中大型航天器的尺度与构型发生变化，且存在空间环境的作用下，使得动力学建模困难，姿轨稳定与结构振动存在严重的非线性耦合，进而造成大型航天器稳定困难，严重阻碍了在轨精细装配技术的发展。综合考虑外界干扰、模型参数不确定性、惯性参数不确定性、测量误差、非线性耦合、执行机构饱和约束等多源复杂扰动带来的不利影响，通过构造观测器结构实现轨道-姿态-模态信息观测与综合扰动估计，进而获取动力学特性跨度改变后航天器状态与综合扰动信息，使得所设计的控制器具有自抗扰特性与更好的容错性，对于大型航天器在轨装配具有重要的意义与价值。技术实现要素：3.针对现有技术中的上述不足，本发明提供的一种航天器轨道-姿态-模态信息观测与扰动估计方法，解决了大型航天器在轨精细装配过程中由于信息未知、综合干扰而导致的控制精度差、控制效率低的问题。4.为了达到上述发明目的，本发明采用的技术方案为：一种航天器轨道-姿态-模态信息观测与扰动估计方法，包括以下步骤：5.s1、针对在多源复杂综合扰动共同作用下，构建航天器轨道-姿态-振动一体化动力学模型，并将所述航天器轨道-姿态-振动一体化动力学模型转化为状态空间形式，得到航天器轨道-姿态-振动一体化动力学状态空间方程；6.s2、以轨道信息为连接，针对航天器轨道-姿态-振动一体化动力学状态空间方程，引入中间状态观测器，重构获取姿态、模态以及综合扰动的估计值；7.s3、以姿态信息为连接，针对航天器轨道-姿态-振动一体化动力学状态空间方程，引入中间状态观测器，重构获取轨道、模态以及综合扰动的估计值；8.s4、根据步骤s2和步骤s3中获取的轨道、姿态、模态以及综合扰动的估计值，设计反馈补偿控制器，实现对航天器轨道-姿态-振动的一体化控制，完成航天器轨道-姿态-模态信息观测与扰动估计。9.本发明的有益效果是：本发明通过建立大型航天器轨道-姿态-振动一体化动力学模型，引入信息观测与综合扰动估计器，进行轨道、姿态、模态、扰动信息的实时观测与反馈补偿，实现控制器的设计，从而克服大型航天器在轨装配动力学特性的跨度性变化导致的控制系统性能下降，使得航天器轨道-姿态-振动一体化控制鲁棒性更强、组装过程更可靠、精度更高，进而显著提升在轨装配效率。10.进一步地，所述步骤s1中航天器轨道-姿态-振动一体化动力学状态空间方程的表达式如下：[0011][0012]x1＝v[0013]x2＝ω[0014]x3＝η[0015][0016]其中，表示轨道运动系统矩阵，表示姿态运动系统矩阵，表示振动运动系统矩阵，表示轨道运动控制矩阵，u表示控制输入，表示轨道运动干扰输入矩阵，w表示外界干扰，表示姿态运动控制矩阵，表示姿态运动干扰输入矩阵，表示模态振动控制矩阵，表示模态振动干扰输入矩阵，表示轨道运动模型不确定性，表示姿态运动模型不确定性，表示模态振动模型不确定性，y1、y2、y3和y4均表示系统输出，c1、c2、c3和c4均表示输出矩阵，x1表示轨道运动速度矢量，x2表示姿态运动角速度矢量，x3表示模态振动，x4表示模态一阶微分，v1、v2、v3和v4均表示测量误差v表示速度矢量，ω表示姿态角速度矢量，η表示振动模态，和分别表示x1、x2、x3和x4的一阶微分。[0017]上述进一步方案的有益效果是：本方案在考虑惯性参数不确定性，外界干扰，测量误差，非线性耦合等影响下，建立了大型航天器姿态-轨道-模态的动力学模型，为大型航天器在轨高精度奠定基础。[0018]再进一步地，所述步骤s2包括以下步骤：[0019]s201、以轨道信息为连接，针对航天器轨道-姿态-振动一体化动力学状态空间方程，对综合扰动、姿态、模态引入中间状态观测器；[0020]s202、基于引入的中间状态观测器，建立状态信息与综合扰动之间的关系；[0021]s203、根据状态信息与综合扰动之间的关系，重构获取姿态、模态以及综合扰动的估计值。[0022]上述进一步方案的有益效果是：本方案针对轨道-姿态-模态的耦合特性，以轨道信息为连接，对于姿态-模态部分引入中间状态观测器实现对综合扰动、姿态信息和模态信息的高精度估计。[0023]再进一步地，所述步骤s202中状态信息与综合扰动之间的关系的表达式如下：[0024][0025]其中，表示姿态信息估值的一阶微分，表示观测器输出和中间状态的估计值的一阶微分，aa表示系统矩阵，表示姿态信息估值，ba1表示控制输入矩阵ua(t)控制输入，ba2表示干扰输入矩阵，表示姿态干扰估计值，la表示观测器增益，ya(t)表示真实姿态输出，表示观测器输出，ca表示输出矩阵，κa表示可调增益参数，表示ba2的转置。[0026]上述进一步方案的有益效果是：本发明通过建立了一组观测方程，实现对于姿态信息、模态信息的观测和中间变量估值的重构。[0027]再进一步地，所述步骤s203中重构获取姿态、模态以及综合扰动的估计值的表达式如下：[0028][0029]其中，表示姿态干扰的重构估计值，表示中间状态的估计值，κa表示可调参数增益，表示姿态信息估计值，表示ba2的转置。[0030]上述进一步方案的有益效果是：通过上述公式实现对于姿态-模态部分综合扰动的高精度重构估计。[0031]再进一步地，所述步骤s3包括以下步骤：[0032]s301、以姿态信息为连接，针对航天器轨道-姿态-振动一体化动力学状态空间方程，对综合扰动、轨道、模态引入中间状态观测器；[0033]s302、基于引入的中间状态观测器，建立状态信息与综合扰动之间的关系；[0034]s303、根据状态信息与综合扰动之间的关系，重构获取轨道、模态以及综合扰动的估计值。[0035]上述进一步方案的有益效果是：本方案针对轨道-姿态-模态的耦合特性，以姿态信息为连接，对于轨道-模态部分引入中间状态观测器实现对综合扰动、轨道信息和模态信息的高精度估计。[0036]再进一步地，所述步骤s302中状态信息与综合扰动之间的关系的表达式如下：[0037][0038]其中，表示轨道信息估值的一阶微分、观测器输出和中间状态的估计值的一阶微分，ao表示系统矩阵，bo1表示控制输入矩阵，uo(t)表示控制输入，bo2表示干扰输入矩阵，表示轨道干扰估计值，lo表示观测器增益，yo(t)表示真实轨道输出，表示观测器输出，co表示输出矩阵，表示轨道信息估值，κo表示可调增益参数，表示bo2的转置。[0039]上述进一步方案的有益效果是：本发明通过建立了一组观测方程，实现对于轨道信息、模态信息的观测和中间变量估值的重构。[0040]再进一步地，所述步骤s303中重构获取轨道、模态以及综合扰动的估计值的表达式如下：[0041][0042]其中，表示轨道干扰的重构估计值，表示中间状态的估计值，κo表示可调参数增益，表示bo2的转置，轨道信息估计值。[0043]上述进一步方案的有益效果是：本发明通过上述公式实现对于轨道-模态部分综合扰动的高精度重构估计。[0044]再进一步地，所述步骤s4中对航天器轨道-姿态-振动的一体化控制的表达式如下：[0045][0046]其中，u(t)表示控制输入，ua(t)表示姿态控制部分，uo(t)表示轨道控制部分，ka表示姿态部分控制增益，ko表示轨道部分控制增益，表示姿态部分状态估计值，表示轨道部分状态估计值，和均表示伪逆，ba2表示姿态部分干扰输入矩阵，bo2表示轨道部分干扰输入矩阵，表示姿态干扰估计值，表示轨道干扰估计值。[0047]上述进一步方案的有益效果是：本发明基于观测信息设计反馈补偿控制器，从而实现大型航天器轨道-姿态-模态一体化的高精高稳控制。附图说明[0048]图1为本发明的方法流程图。具体实施方式[0049]下面对本发明的具体实施方式进行描述，以便于本技术领域的技术人员理解本发明，但应该清楚，本发明不限于具体实施方式的范围，对本技术领域的普通技术人员来讲，只要各种变化在所附的权利要求限定和确定的本发明的精神和范围内，这些变化是显而易见的，一切利用本发明构思的发明创造均在保护之列。[0050]本实施例中，选择大型航天器的相关基本参数，包括：选择标称质量m0和标称惯量矩阵j0，确定轨道耦合系数矩阵δo和姿态耦合系数矩阵δa的系数，确定模态阻尼和刚性部分的系数c0＝diag([2κ1λ1 2κ2λ2…ꢀ2κnλn]t)和其中，λ表示模态频率，κ表示阻尼系数。选择合适的姿态外界干扰wa和轨道外界干扰wo，并确定大型航天器的相关初始状态。[0051]如图1所示，本发明提供了一种航天器轨道-姿态-模态信息观测与扰动估计方法，其实现方法如下：[0052]s1、针对在多源复杂综合扰动共同作用下，构建航天器轨道-姿态-振动一体化动力学模型，并将所述航天器轨道-姿态-振动一体化动力学模型转化为状态空间形式，得到航天器轨道-姿态-振动一体化动力学状态空间方程；[0053]本实施例中，在外界干扰、测量误差、模型参数不确定性、惯性参数不确定性、执行机构饱和约束等多源复杂扰动共同作用下，建立大型航天器轨道-姿态-振动一体化动力学模型，并将其转化为状态空间的形式：[0054]基于拉格朗日法建立的大型航天器轨道-姿态-振动一体化动力学模型可以表示为如下形式：[0055][0056][0057][0058]其中，和表示由于在轨装配而导致的质量和转动惯量发生变化的摄动部分，v表示速度矢量，ω表示姿态角速度矢量，η表示振动模态，uo表示轨道控制力，ua表示姿态控制力矩，c0和k0分别表示模态阻尼和刚性部分。[0059]由于在大型航天器中与通常是有界的，因此可以视为外界扰动的一部分。记x1＝v，x2＝ω，x3＝η，将大型航天器轨道-姿态-振动一体化动力学模型可以表示为如下状态空间的形式：[0060][0061]其中，表示轨道运动系统矩阵，表示姿态运动系统矩阵，表示振动运动系统矩阵，表示轨道运动控制矩阵，u表示控制输入，表示轨道运动干扰输入矩阵，w表示外界干扰，表示姿态运动控制矩阵，表示姿态运动干扰输入矩阵，表示模态振动控制矩阵，表示模态振动干扰输入矩阵，表示轨道运动模型不确定性，表示姿态运动模型不确定性，表示模态振动模型不确定性，y1、y2、y3和y4均表示系统输出，c1、c2、c3和c4均表示输出矩阵，x1表示轨道运动速度矢量，x2表示姿态运动角速度矢量，x3表示模态振动，x4表示模态一阶微分，v1、v2、v3和v4均表示测量误差v表示速度矢量，ω表示姿态角速度矢量，η表示振动模态，和分别表示x1、x2、x3和x4的一阶微分。[0062]s2、以轨道信息为连接，针对航天器轨道-姿态-振动一体化动力学状态空间方程，引入中间状态观测器，重构获取姿态、模态以及综合扰动的估计值，其实现方法如下：[0063]s201、以轨道信息为连接，针对航天器轨道-姿态-振动一体化动力学状态空间方程，对综合扰动、姿态、模态引入中间状态观测器；[0064]s202、基于引入的中间状态观测器，建立状态信息与综合扰动之间的关系；[0065]s203、根据状态信息与综合扰动之间的关系，重构获取姿态、模态以及综合扰动的估计值。[0066]本实施例中，以轨道信息为连接，针对姿态-振动动力学部分状态空间方程：[0067]y2＝c2x2+v2[0068]y3＝c3x3+v3[0069]y4＝c4x4+v4[0070]记为标准状态空间形式：[0071][0072]考虑到姿态信息、模态信息无法精确测量，且大系统航天器收到多源复杂扰动的作用，因而引入中间状态观测器实现姿态-模态信息的估计以及对综合扰动的观测，定义中间变量αa具有如下形式：[0073][0074]姿态信息、模态信息、综合扰动信号观测器具有如下形式：[0075][0076]其中，表示姿态信息估值的一阶微分，表示观测器输出和中间状态的估计值的一阶微分，aa表示系统矩阵，表示姿态信息估值，ba1表示控制输入矩阵ua(t)控制输入，ba2表示干扰输入矩阵，表示姿态干扰估计值，la表示观测器增益，ya(t)表示真实姿态输出，表示观测器输出，ca表示输出矩阵，κa表示可调增益参数，表示ba2的转置。[0077]从而实现对姿态综合扰动的重构：[0078][0079]其中，表示姿态干扰的重构估计值，表示中间状态的估计值，κa表示可调参数增益，表示姿态信息估计值，表示ba2的转置。[0080]s3、以姿态信息为连接，针对航天器轨道-姿态-振动一体化动力学状态空间方程，引入中间状态观测器，重构获取轨道、模态以及综合扰动的估计值，其实现方法如下：[0081]s301、以姿态信息为连接，针对航天器轨道-姿态-振动一体化动力学状态空间方程，对综合扰动、轨道、模态引入中间状态观测器；[0082]s302、基于引入的中间状态观测器，建立状态信息与综合扰动之间的关系；[0083]s303、根据状态信息与综合扰动之间的关系，重构获取轨道、模态以及综合扰动的估计值。[0084]本实施例中，以姿态信息为连接，针对轨道-振动动力学部分状态空间方程：[0085]y1＝c1x1+v1[0086]y3＝c3x3+v3[0087]y4＝c4x4+v4[0088]记为标准状态空间形式：[0089][0090]考虑到轨道信息、模态信息无法精确测量，且大系统航天器收到多源复杂扰动的作用，因而引入中间状态观测器实现轨道-模态信息的估计以及对综合扰动的观测，定义中间变量αo具有如下形式：[0091][0092]轨道信息、模态信息以及综合扰动信号观测器具有如下形式：[0093][0094]其中，表示轨道信息估值的一阶微分、观测器输出和中间状态的估计值的一阶微分，ao表示系统矩阵，bo1表示控制输入矩阵，uo(t)表示控制输入，bo2表示干扰输入矩阵，表示轨道干扰估计值，lo表示观测器增益，yo(t)表示真实轨道输出，表示观测器输出，co表示输出矩阵，表示轨道信息估值，κo表示可调增益参数，表示bo2的转置。[0095]从而实现对轨道综合扰动的重构：[0096][0097]其中，表示轨道干扰的重构估计值，表示中间状态的估计值，κo表示可调参数增益，表示bo2的转置，轨道信息估计值。[0098]s4、根据步骤s2和步骤s3中获取的轨道、姿态、模态以及综合扰动的估计值，设计反馈补偿控制器，实现对航天器轨道-姿态-振动的一体化控制，完成航天器轨道-姿态-模态信息观测与扰动估计。[0099]本实施例中，根据轨道、姿态、模态信息的估计值以及综合扰动的重构值，设计反馈补偿控制器，实现大型航天的轨道、姿态、振动的一体化稳定控制：[0100]本实施例中，对于在轨运行的大型航天器，其执行机构所能提供的最大控制力/力矩受限，即存在以下约束：[0101]ui(t)＝sign(ui(t))min{|ui(t)|,ui max}(i＝x,y,z)[0102]其中，ui(t)表示x,y,z三轴的理想控制输入，uimax为控制力/力矩的幅值。在满足上述约束条件下设计如下反馈补偿控制器，实现大型航天器轨道-姿态-振动一体化稳定控制：[0103][0104]其中，u(t)表示控制输入，ua(t)表示姿态控制部分，uo(t)表示轨道控制部分，ka表示姿态部分控制增益，ko表示轨道部分控制增益，表示姿态部分状态估计值，表示轨道部分状态估计值，和均表示伪逆，ba2表示姿态部分干扰输入矩阵，bo2表示轨道部分干扰输入矩阵，表示姿态干扰估计值，表示轨道干扰估计值。[0105]本实施例中，本发明在外界干扰、测量误差、模型参数不确定性、惯性参数不确定性、执行机构饱和约束等复杂扰动情形下，能够对轨道信息、姿态信息、模态信息及综合扰动进行实时估计，利用所设计观测器能够实现在轨装配航天器的高精高稳控制。[0106]本实施例中，本发明针对多源扰动作用下大型航天器在轨精细装配过程中的轨道-姿态-振动一体化控制问题，能够实时地实现状态信息与综合扰动的估计，使得在多源扰动影响下的在轨装配大型航天器能够高精度的达到稳定状态。









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