[发明专利]一种基于输出反馈的抗干扰姿态控制验证平台及验证方法

权利要求书

1.一种基于输出反馈的抗干扰姿态控制验证平台，其特征在于：所述验证装置包括实时仿真目标机、姿态确定模块、姿态控制模块、反作用飞轮组、试验主控模块、干扰模拟器以及三轴气浮台；所述实时仿真目标机实时运算航天器运动学模型，得到包括航天器三轴转动角度和三轴转动角速度的姿态信息；所述姿态确定模块对实时仿真目标机输出的所述姿态信息进行实时滤波与解算；所述姿态控制模块实时运算姿态控制算法，所述姿态控制算法包括基于输出反馈的抗干扰姿态控制方法与其它已知姿态控制方法，为反作用飞轮组提供力矩控制指令，所述姿态控制模块包括抗干扰姿态控制单元和无线接收单元，抗干扰姿态控制单元运算所述姿态控制算法，无线接收单元接收试验主控模块发出的姿态控制方法切换指令；所述反作用飞轮组在接收力矩控制指令后，将输出力矩信号传给实时仿真目标机；试验主控模块用于向姿态控制模块发送控制方法切换信号，该切换信号通过无线发送单元发出，姿态控制模块中的抗干扰姿态控制单元根据无线接收单元接收姿态控制方法切换信号，选择并运行包括基于输出反馈的抗干扰姿态控制方法与其它已知姿态控制方法在内的相应的姿态控制算法，数据存储分析与对比测试单元存储不同姿态控制算法下的仿真实时运算数据，用于对比分析不同姿态控制算法下的控制效果，此外，试验主控模块也用于向干扰模拟器发出试验指令，使其工作或关断；干扰模拟器用来模拟挠性部件振动干扰；三轴气浮台作为仿真的支撑平台，实时仿真目标机、姿态确定模块、姿态控制模块以及反作用飞轮组安装在气浮台上，气浮台的转动用来模拟航天器在外层空间的姿态变化；

所述基于输出反馈的抗干扰姿态控制方法步骤如下：

第一步，采用状态空间方法描述包含挠性部件振动干扰的航天器姿态动力学模型；

第二步，针对第一步中状态空间方法描述的航天器姿态动力学模型中的挠性部件振动干扰设计干扰观测器对挠性部件振动干扰进行估计；

第三步，设计动态输出反馈控制器，并将动态输出反馈控制器与第二步设计的干扰观测器进行复合；

第四步，最后，求解第二步设计的干扰观测器的增益矩阵与第三步设计的动态输出反馈控制器的增益矩阵，完成基于输出反馈的抗干扰姿态控制方法的设计。

2.根据权利要求1所述的基于输出反馈的抗干扰姿态控制验证平台，其特征在于：所述第一步，航天器姿态动力学模型如下表示：

J1φ··(t)-n(J1-J2+J3)ψ·(t)+4n2(J2-J3)φ(t)=u1(t)+Td1(t)J2θ··(t)+3n2(J1-J3)θ(t)=u2(t)+Td2(t)J3ψ··(t)+n(J1-J2+J3)φ·(t)+n2(J2-J1)ψ(t)=u3(t)+Td3(t)]]>

J₁，J₂，J₃分别为三轴的转动惯量，n为航天器轨道角速度，t为时间，φ(t),θ(t),ψ(t)分别为航天器本体坐标系和轨道坐标系之间的三轴欧拉角，即滚转角、俯仰角和偏航角；分别为三轴姿态角速度；分别为三轴姿态角加速度；T_d1(t)，T_d2(t)，T_d3(t)分别为三轴干扰力矩，u₁(t)，u₂(t)，u₃(t)分别为三轴控制力矩；

航天器姿态动力学模型转化为如下形式：

其中d₁(t)＝[T_d1(t),T_d2(t),T_d3(t)]^T表示干扰力矩；u(t)＝[u₁(t),u₂(t),u₃(t)]^T为航天器姿态控制系统的控制输入，

p(t)＝[φ(t),θ(t),ψ(t)]^T为三轴欧拉角，为p(t)的一阶导数，为p(t)的二阶导数，e_p(t)＝p(t)-p_p(t)，p_p(t)为参考轨迹信号，定义：

x(t)=[∫0tep(τ)dτ,ep(t),e·p(t)]T]]>

考虑到航天器姿态控制系统中会发生挠性部件振动干扰和三轴干扰力矩的情况，则采用状态空间形式描述的航天器姿态控制系统为：

x·(t)=Ax(t)+B(u(t)+d0(t))+B1d1(t)y(t)=Cx(t)]]>

其中，

A=0100010-M-1K-M-1CB=00M-1BuB1=00M-1Bw]]>

A,B,B₁为系数矩阵；

x(t)、u(t)、d₀(t)和d₁(t)分别为航天器姿态控制系统的状态变量、控制输入、挠性部件振动干扰和三轴干扰力矩；是x(t)的一阶导数，y(t)为量测输出，C为量测矩阵，且C为非满秩矩阵，因此航天器姿态控制系统部分状态不可测。