[发明专利]飞行器执行机构输出力矩饱和抗干扰姿态控制方法及系统

说明书

本发明公开一种飞行器执行机构输出力矩饱和抗干扰姿态控制方法及系统，包括：根据飞行器的运行轨道确定飞行器受到的外部环境干扰，利用外部环境干扰按照影响飞行器姿态角的特征信息获取干扰后的飞行器姿态动力学模型；基于所述干扰后的飞行器姿态动力学模型，通过飞行器外部环境干扰力矩对飞行器受到的外部环境干扰状态进行估计；按照执行机构输出能力和执行机构输出力矩的变化率，分析飞行器姿态动力学模型控制输入来源的执行机构特性；根据外部环境干扰状态估计的结果与执行机构特性，采用连续快速非奇异终端滑模算法对飞行器姿态动力学模型进行处理，以控制飞行器执行机构输出力矩饱和抗干扰姿态。本发明具有控制精度高、抗饱和能力强的优点。

技术领域

本发明属于飞行器控制技术领域，特别是一种飞行器执行机构输出力矩饱和抗干扰姿态控制方法及系统。

背景技术

飞行器姿态控制系统是飞行器的核心子系统之一，随着飞行器任务的多样化发展与精细化要求，给飞行器姿态系统带来了高精度、高可靠性、长寿命的需求。作为飞行器姿态控制系统控制力矩的提供者，执行机构具有飞轮、喷气、电推动等多种类型，对于运行在不同环境和执行不同任务的飞行器，具有广泛且合适的应用。然而，任何类型的执行机构，都存在一定条件下输出力矩饱和的情况，这会限制执行机构的能力，使得执行机构不能输出控制器要求的力矩，造成飞行器失稳或者跟踪不上指令要求，导致任务降级甚至失败。而且，飞行器在执行任务的过程中，受到多来源多类型的干扰。这些干扰对飞行器进行持续且多变的影响，削弱了飞行器的控制精度，增加了执行机构的能量消耗。因此，亟需提升执行机构输出力矩饱和时的飞行器抗饱和抗干扰能力。

对于执行机构输出力矩饱和时的飞行器抗干扰姿态控制问题，很多学者也提出了不同的方法。从处理执行机构输出力矩饱和的角度讲，这些方法有的从执行机构硬件上设计了防止饱和的处理方式，有的在控制输入上设计了符号函数形式的饱和函数进行软处理。这些处理方式虽然能够较为准确的表现出饱和特性，但是切换过程过于直接，没有考虑到执行机构作为机械部件的物理特性，对执行机构损伤过大，同时也带来了执行机构输出力矩产生跳变的问题，影响控制过程的平稳性。从抗干扰控制方法角度讲，常见的传统姿态控制方法有PID控制、滑模变结构控制以及鲁棒H_∞控制。PID控制和鲁棒H_∞控制都是典型的干扰抑制方法，都是把干扰当作单一的等价变量，没有充分分析并利用干扰特性。为了提升控制精度，从PID控制出发，韩京清教授提出了具备扰动补偿能力的自抗扰控制(ADRC)方法，由跟踪微分器、扩张状态观测器与非线性反馈控制器三部分构成，具备全程主动估计与补偿扰动的能力，已成功应用于线性及非线性系统中。例如，专利授权号ZL200410070983.2、申请号201510359468.4。然而，ADRC也是针对单一干扰系统，将所有扰动当作导数有界变量来处理。滑模控制具备鲁棒性强、响应快等优势，在文献(Xiao B,YinS,Wu L.AStructure Simple Controller for Satellite Attitude Tracking Maneuver[J].IEEE Transactions on Industrial Electronics,2016,64(2):1-1)中，将滑模和PD控制器相结合，应用于卫星姿态控制中。但是传统滑模控制依赖于干扰的范数上界，保守性和收敛域较大，而且滑模控制带来的抖振现象影响实际工程应用。

综上，考虑执行机构输出能力有限和外部环境对飞行器的干扰等因素对飞行器高精度姿态控制带来挑战，需充分考虑执行机构输出力矩饱和特性，并对干扰进行精确估计与补偿，从而提升执行机构输出能力受限时飞行器抗干扰姿态控制能力。

发明内容

本发明的目的在于提供一种飞行器执行机构输出力矩饱和抗干扰姿态控制方法及系统，解决现有控制方法对执行机构输出力矩受限时飞行器抗干扰姿态控制能力欠缺的问题。

有鉴于此，本发明提供一种飞行器执行机构输出力矩饱和抗干扰姿态控制方法，其特征在于，包括：