過驅動航天器自適應姿態補償控制及控制分配

張愛華，胡慶雷，霍 星

（1.哈爾濱工業大學 控制科學與工程系，150001哈爾濱；2.渤海大學 工學院，121013遼寧錦州）

針對存在外部干擾及不確定轉動慣量的航天器姿態控制問題，國內外眾多學者開展了大量的研究.如文獻［1］基于自適應可控制理論設計了一種姿態跟蹤控制算法，解決了執行器輸出力矩飽和與外部干擾問題.文獻［2］針對存在不確定轉動慣量的航天器姿態跟蹤問題，提出一種自適應控制策略.但上述文獻［1-2］僅能單一處理外部干擾或者不確定轉動慣量問題.進而，文獻［3］針對剛體航天器同時存在系統不確定參數與干擾問題，考慮推力器故障，設計了自適應容錯控制器.此外，文獻［4］設計一種不依賴于轉動慣量的姿態控制器.文獻［5］設計了姿態輸出反饋跟蹤控制器.文獻［6］針對慣量特性未知、存在外部干擾與控制力矩受限的姿態跟蹤問題，設計了一種自適應控制器以實現對期望姿態的一致最終有界跟蹤控制.

盡管上述文獻所提出的姿態控制方法能夠解決航天器轉動慣量不確定性與外部干擾問題，但它們并沒有考慮執行機構安裝偏差問題.在實際的航天工程中，受限于安裝技術以及發射過程中運載器振動的影響，航天器執行機構的安裝偏差不可避免.而這種安裝偏差的存在將對姿態跟蹤性能產生影響，嚴重時將使整個姿態控制任務失敗.目前對執行器安裝偏差問題的相關研究鮮見報道.雖然文獻［7］針對推力器安裝存在偏差的衛星編隊控制問題設計了一種自適應控制器，以實現對這種安裝偏差的補償控制，但該方法并不適用于反作用飛輪控制器的航天器.

為此，本文在上述研究成果的基礎上，針對存在外部干擾、不確定轉動慣量以及執行機構安裝偏差的過驅動剛體航天器姿態跟蹤問題，提出一種自適應姿態補償控制策略，實現對姿態跟蹤閉環系統幾乎全局漸近穩定控制.同時以能源消耗為優化目標，提出基于能量最優約束動態控制分配算法，保證動態控制分配后控制力矩的平穩性和能量優化.仿真結果驗證了本文所提控制與分配策略的有效性.

1 數學模型

1.1 航天器姿態動力學

采用姿態四元數法描述的航天器姿態動力學與運動學方程為［4］：

其中ω∈R3為航天器相對于慣性系的角速度在本體系中的投影，姿態四元數Q=［q0qT］T∈R4表示本體坐標系相對于慣性坐標系的姿態，且滿足等式q20+qTq=1.u∈R3為作用于航天器本體軸的總控制力矩，d（t）∈R3表示總的外部干擾力矩，J∈R3×3為航天器轉動慣量，且記為J=J0+ΔJ，其中J0表示標稱轉動慣量，而ΔJ表示不確定的轉動慣量.I3為3階單位矩陣，對任意的向量a=[a1a2a3]T，定義a×為

此時，針對姿態動力學方程（3）作如下假設：

假設1轉動慣量矩陣J是正定，且存在正常數Jmax滿足

假設2干擾力矩是有界的，存在未知的正常數dmax滿足

注1文中‖·‖表示向量的2范數及其誘導范數，‖·‖∞表示矩陣或者向量的無窮范數.

考慮航天器安裝N（N＞3）個反作用飛輪進行姿態控制，則此時作用于航天器本體的總控制力矩可計算為

其中D∈R3×N為控制分配矩陣，τ=［τ1τ2…τN］T∈RN為N個反作用飛輪實際輸出力矩.

受限于安裝技術以及發射過程中振動影響，反作用飛輪將存在小角度的安裝偏差.假設航天器反作用飛輪安裝偏差矩陣為ΔD，則式（3）可改寫成如下形式：

1.2 航天器姿態跟蹤數學模型

設航天器期望坐標系T相對于慣性系L的期望角速度為ωd=R3、期望姿態為Qd=［qd0qTd］T∈R4，則有

此時航天器實際姿態Q與期望姿態Qd之間的姿態跟蹤誤差可定義為Qe=Q-1d?Q=［e0eT］T∈R4，其中“?”表示四元數乘法.定義角速度跟蹤誤差為ωe=R3，則有

由式（5）～（8）可得出存在執行機構安裝偏差的航天器姿態跟蹤數學模型為

2 姿態補償控制器設計

首先設計滑模控制為［8］

其中μ1、μ2與0＜r＜1均為正常數，sgn（e）r=［｜e1｜rsgn（e1）｜e2｜rsgn（e2）｜e3｜rsgn（e3）］T.

若選取Lyapunov候選函數為

由于對0＜r＜1有不等式恒成立.因此，根據式（9）與文獻［8］的引理3.1可得

由于Qe=［-10］T為不穩定姿態平衡點［9］，則當t→∞時由（10）可證明e→0與e0→1.并進一步可得

由此可得

至此根據式（11）可得

顯然0.5＜（1+r）／2＜1，故由文獻［8］的引理3.3可保證在有限時間tF1內有V1（t）≡0成立.根據V1（t）的定義可進一步證明對于任意的時間t≥tF1，有e（t）≡0、e0（t）≡1與ωe（t）≡0成立.

根據所選取的滑模面（9），考慮常值但不確定的轉動慣量J（即J=0），則有

式中‖L‖=≤α0+α1‖ω‖+α2‖ω‖2，且αi（i=0，1，2）為正常數［3］.定義κ≤λmin（DDT），則有如下定理成立.

定理1針對受外部干擾d作用的剛體航天器姿態系統（1）～（3），若反作用飛輪安裝偏差ΔD滿足不等式ε=｜｜ΔD｜｜＜1，且設計姿態補償控制器

式中

其中sgn（s）=［sgn（s1）sgn（s2）sgn（s3）］T，控制參數k1，k2分別滿足k1＞1／κ與k2＞1／κ；、3、4、5分別為u=δ／（κk6）、k3=α0／κ、k4=α1／κ、為k5=α2／κ的估計量，φ（t）=｜｜τnorm+τadp‖∞且φ（t）≥‖τ‖.若設計自適應更新律為=κk6φ（t）‖s‖／l，=κ‖s‖／l3，=κ‖s‖‖ω‖／l4，=κ‖s‖‖ω‖2／l5，其中l1，l3，l4，l5為正常數，則對于任意的初始狀態Q（0）、ω（0），系統狀態將在有限時間tF2內到達滑模面s（t）=0上，并一直保持在該滑模面上運動.

證明當s≠0時，選取如下的Lyapunov函數：

其中，=k3，=k4，=k5式（16）兩邊同時對時間求導可得

根據式（13）則有

同理根據式（14），則有如下不等式成立：

同理根據式（15）且令‖τ‖≤φ（t），則可得

將不等式（18）～（20）代入不等式（17）則有V2≤-（k1βκ-β）‖qe‖‖s‖-κk2≤-κk2，進而有

即

由于V2（t）≥0恒成立，因此根據式（21）可證明存在tF2＞V2（0）／（κk2）使得對任意的t≥tF2有V2（t）≡0成立.即在有限時間tF2內，系統狀態將到達滑模面s=0上并保持在該滑模面上運動.

證畢.

注2所選取的滑模面（9）是一奇異滑模面，在ei=0（i=1，2，3）處s中的sgn（e）r是連續但不可導的.因此，為了保證因該處不可導而引起控制器（12）產生奇異的情況不發生，控制器（12）的參數以及自適應更新律參數需要小心的選擇，確保當s≠0時e≠0得以滿足.從而保證在實現（12）時sgn（e）r是可導的，進而避免奇異現象的發生.

根據定理1可確知姿態控制系統狀態將在有限時間tF2內到達滑模面s（t）=0上，并一直保持在該滑模面上運動.根據上述分析可知當系統狀態到達滑模面（9）時，則在有限時間tF1內系統狀態將到達平衡點.因此，對于任意的初始狀態Q（0）、ω（0），對t≥tF=tF1+tF2有e（t）≡0、e0（t）≡1與及ωe（t）≡0成立.即當安裝偏差滿足不等式ε＜1時，在控制器（12）的作用下，將在有限時間tF=tF1+tF2內實現姿態跟蹤閉環系統是幾乎全局漸近穩定控制.

3 動態控制分配策略

考慮航天器執行機構具有極值約束及速度約束條件：

式中v（t）表示控制力矩，且有

式中ηmin、ηmax分別表示控制力矩變化速度的最小值與最大值，Δt=t-T.進而本文所要實現τ的控制分配問題可描述為

式中W0、W1與W2為相應維數的非奇異權重系數矩陣.

為求解式（22）所描述的優化問題，依據文獻［10］中定理1-2，確知動態控制分配問題式（22）的解為

式中：

結合式（4）與式（23），可確知本文所采用的動態控制分配策略可以很好的消除誤差、抑制干擾，實現理想的控制效果.

4 仿真結果與分析

本文所考慮采用四斜裝反作用飛輪控制的航天器，其中3個反作用輪正交安裝于航天器本體軸，而在與本體系三軸成等角的方向上安裝第4個飛輪.則飛輪實際輸出力矩與作用于航天器的總控制力矩之間關系為

設安裝偏差角Δαi與Δβi（i=1，2，3，4） 為較小量，

其中：

仿真中，Δαi（i=1，2，3）、Δβi（i=1，2，3） 分別在-2°～+2°與-180°～+180°之間隨機選擇；Δα4、Δβ4在-2°～+2°之間隨機選擇.航天器外部干擾力矩d（t）采用文獻［9］干擾力矩定義.初始角速度以及初始姿態分別為ω（0）=［000］T（rad／s），q（0）=［-0.53-0.260.79］T；期望角速度及期望姿態分別為ωd（t）=0.001sin（2πt）［111］T（rad／s），qd（0）=［000］T.控制器（12）中的控制參數設計為β=0.7，κ=1.05，ki=1.5（i=1，3，41.5（i=1，3，4，5動態控制分配參數設定為：vmin=-0.15 N·m，vmax=0.15 N·m，T=0.2，ηmin=-0.025與ηmax=0.025.航天器標稱轉動慣量J0與不確定慣量ΔJ分別為

當存在上述反作用飛輪安裝偏差、外部干擾、不確定轉動慣量時，采用控制器（12）進行姿態跟蹤控制，并采用動態控制分配策略（23）進行能量優化控制.

從圖1航天器跟蹤誤差角速度以及姿態跟蹤誤差的時間響應曲線可知，即使存在大的飛輪安裝偏差，文中所設計的控制器可保證星體姿態在30 s內跟蹤上期望姿態，實現航天器姿態的高精度穩定控制.圖2給出了未加入動態控制分配（NCA）與加入動態控制分配（CA）的力矩輸出情況，從圖示可知在同時面臨外部干擾及安裝偏差情況下，本文設計控制器能保證力矩穩定的輸出.圖3給出了在沒有控制分配情況及采用動態控制分配策略兩種情況下的能量消耗柱狀圖，進一步驗證了本文所提動態控制分配策略具有較好的實現能源消耗優化的能力.

圖1 角速度、姿態跟蹤誤差時間響應曲線

圖2 控制力矩時間響應曲線

圖3 能量消耗對比柱狀圖

5 結 論

針對存在執行機構安裝偏差及外部干擾力矩的過驅動航天器姿態控制問題，本文提出一種姿態控制策略以實現對干擾與安裝偏差控制.考慮星載能源消耗的優化、執行機構輸出力矩的幅值受限與速率受限等問題，設計了動態控制分配策略實現航天器姿態高精度控制的同時，保證能量消耗最優控制.需要強調的是本文并沒有考慮時變的不確定轉動慣量，而實際航天工程中由于存在大量柔性機構運動（如太陽帆和天線），因此彈性對測量將產生主要的不確定性影響.為此如何用冗余控制消除彈性對測量造成的不確定性影響將是作者下一步的研究工作.

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