基于直接自适应的挠性航天器姿态稳定控制

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1、2012年8月中国空间科学技术叁!塑篁!i竺!!!!!!!墅!竺!!!型!!!!塑!!g!基于直接自适应的挠性航天器姿态稳定控制’刘敏徐世杰韩潮(北京航宅航天夫学宇航学院，北京100191)摘要针对挠性航天器姿态稳定控制，基于退步控制方法与直拄自适应控制方法提出了一种自适应控制策略。首先将挠性航天嚣模型分解为运动学子系鲚和动力学子系统，并设计具有理想控制性能的参考模型；然后在姿态小角度的假设下，对满足近似严格正实性的姿态运动学子系统设计了直接自适应中问控制往；最后运用退步控制方法对航天器动力学子系统设计了姿态控制器，并证明了闭环系统的稳定性。理论分析和数值仿真结果表明该控制嚣对挠性航天

2、器的姿态稳定控制是有效的。关键词姿态控制直接自适应控制退步控制挠性航天器DUI10．av80／j．issn．1000758X，2012．04．O叭1引言在航天器执行姿态控制任务时，不但会改变航天器的姿态，也会引起挠性部件的振动．而挠性部件的振动会影响航灭器的控制精度甚至导致航天器失稳”，所以挠性航天器的姿态控制问题直是航天领域的研究热点之一。针对挠性航天器姿态控制J刈题．文献[243提出了基于状态相关的Riccati方程(StateDependentRiccatiEquation，SDRE)控制方法、变结构控制、鲁棒控制等诸多控制方法。其巾，直接自适应控制方法是由Sobel等于1979

3、年首先提出的¨J，因其具有无需被控系统全状态可测，不依赖实际被控对象参数，无需进行实时参数估计，可以实现低维控制器对高维被控对象进行控制等特点，而在挠性空间结构控制¨⋯．航天器控制E8-92以及飞机飞行控制““等领域有广泛理论研究和应用。然而为了保证直接自适应控制闭环系统的稳定性，被控对象需满足近似严格正实性条件(A,ImostStrictPositiveReal，ASPR)¨’“。。在大部分实际T程问冠中．被摔对象因其相对阶数不小于!而不满足ASPR条件。尽管Mehiel等研究了以速度加r位移的比例项作为输出的二阶或者近似二阶系统满足近似严格诈实忡的条件，并给出了位移比例系数的取值范

4、围o“。但是该比例系数的取值依赖系统参数，且陔方法尢法处理具有高相对阶数的系统。而BarKana则提出r多种可以使得非ASPR系统满足ASPR条件的平行前馈补偿方法”“，但是在引入平行前馈补偿后，实际输出只能保证对参考输出的有界跟踪，且平行前馈补偿器的设计需要被控对象的参数，从而降低了直接自适应控制对被控对象参数的独立性。针对传统直接自适应控制住非ASPR系统控制应用巾的局限和困难，本文提出了将高相对阶数被控对象分解成满足ASPR条件的低相列阶串联子系统，然后利用退步控制方法“”和直接自适应控制方法设计自适应控制器的策略，并将该控制策略应用到挠性航天器自适应姿态稳定控制器设计中。k国家

5、自然科学基金(10872028)资助项日收稿日期：a01I214。收修改疆日期：2019-oggo中国空间科学技术2挠性航天器模型考虑中心刚体加挠性附件的挠性航天器模型，利用Lagrange方法建立挠性航天器的数学模型，肝利用文献[14]的结果，可以直接给出带有挠性附件的挠性航天器动力学方程。航天器姿态动力学方程和挠性附件振动方程分别表示为如+珊+∞×ko=L(1)井+2{，o，白+∞；町+F7南一0(2)式中肼与F7白为姿态运动与附件振动的耦合项；F亦称为挠性附件对航天器姿态运动的耦合矩阵；J为挠性航天器转动惯量；m为航天器本体系下描述的姿态角速度；L为本体坐标系下描述的航天器姿态控

6、制力矩；rl=[’z'。⋯叩．]’为模态坐标向量；∞，-diag■，∞。⋯Ⅲ，]7为模态频率矩阵；“。为第i阶模态频率；{／一diag[6&⋯＆]7为模态阻尼矩阵；i为挠性模态的阶数。为了便于控制器设计，将航天器的挠性运动视为对航天器姿态运动的干扰，并由后续设计的自适应控制器进行补偿，所以式(1)可改写为南一T+L(3)式中T—J_3(L∞×如)，L一一r1秭。B为由挠性附件振动产生的作用在航天器上的干扰力矩。在姿态小角度条件以及圆轨道假设下，以欧拉角描述的航天器的姿态运动学方程可以表示为∞，2pⅢ。p·。J，一0D10，Ⅲ：=p+∞。p(4)式中日一[妒臼曲]7为航天器三轴欧拉角；山

7、。为航天器轨道角速度。式(3)可以写成6=A日+∞+d(5)．00～∞o其中A—l0，d=(o∞。0)’幽o0J相对于航大器姿态动力学方程，航天器的姿态运动学方程不直接受干扰的影响，只与轨道角速度有关，在轨道角速度m。准确时为准确模型。经过上述假设和处理，挠性航天器最终可以描述为白一A廿+∞+d，南=T+n3控制器设计3．1参考模型的选取为了设计挠性航天器的直接自适应姿态稳定控制器，首先需根据实际控制任务建立具有理想性能的参考模型。考虑航天器的