多航天器編隊姿態(tài)協(xié)同控制算法研究

發(fā)布時間：2019-09-19 13:03

【摘要】：多航天器編隊是指由多個航天器依照特定的任務(wù)要求,通過協(xié)作完成共同目標(biāo)的新型工作模式。多航天器編隊飛行系統(tǒng)可以利用相互信息的傳遞,達(dá)到各航天器協(xié)同工作的目的,從而完成傳統(tǒng)的單個航天器難以實現(xiàn)的空間探測目標(biāo)。近年來,多航天器編隊在宇宙探索和軍事國防等領(lǐng)域發(fā)揮了至關(guān)重要的作用。姿態(tài)協(xié)同控制作為多航天器編隊在軌運行的基本操作之一,也是執(zhí)行任務(wù)的必要前提,其研究意義和對航天領(lǐng)域的工程價值不言而喻。多智能體系統(tǒng)和一致性理論的興起為多航天器編隊協(xié)同控制方法研究奠定了基礎(chǔ)。同時,單個航天器控制算法日新月異的發(fā)展也促使了多航天器協(xié)同控制研究的不斷深入。本論文總結(jié)和分析現(xiàn)有成果,針對面臨通信時滯或個體之間存在通信限制的多航天器編隊,充分考慮了模型參數(shù)不確定性、空間環(huán)境干擾、反饋信息缺失、執(zhí)行機構(gòu)輸出力矩飽和等問題,設(shè)計了具有較強魯棒性并且能夠快速響應(yīng)的姿態(tài)協(xié)同控制算法�；谏鲜龇治�,將本文的工作和各章節(jié)研究內(nèi)容概括如下:作為后續(xù)章節(jié)的基礎(chǔ),介紹了多航天器編隊的姿態(tài)運動學(xué)與動力學(xué)模型、代數(shù)圖論的基礎(chǔ)知識、Lyapunov穩(wěn)定性理論和有限時間穩(wěn)定性的相關(guān)定義及引理。在無向通信拓?fù)湎?研究了無領(lǐng)航者的多航天器姿態(tài)一致性協(xié)同控制算法。首先基于齊次系統(tǒng)理論,設(shè)計了姿態(tài)和角速度均可測量條件下的全狀態(tài)反饋有限時間姿態(tài)協(xié)同控制器,保證編隊各航天器的姿態(tài)快速收斂一致且最終角速度均為零。而后,考慮個體航天器角速度信息缺失情況,根據(jù)姿態(tài)的測量值提出了帶有冪次項的濾波器及輸出反饋有限時間姿態(tài)協(xié)同控制算法。同時,通過在控制器中引入雙曲正切函數(shù)限制了力矩幅值,完成無需角速度的輸入飽和有限時間姿態(tài)協(xié)同算法。工程中,存在領(lǐng)航者為多航天器編隊提供參考狀態(tài)的協(xié)同控制具有更普遍實用的意義,因此進(jìn)一步研究了有領(lǐng)航者的有限時間姿態(tài)協(xié)同控制問題。針對領(lǐng)航者為靜態(tài)情況,通過個體航天器及鄰居航天器的姿態(tài)四元數(shù)構(gòu)造了分布式有限時間觀測器,補償了無法測量的角速度信息,以便于后續(xù)完成姿態(tài)協(xié)同控制算法。針對領(lǐng)航者為動態(tài)情況,提出了基于有限時間觀測器的姿態(tài)協(xié)同跟蹤控制策略。在無需領(lǐng)航者角速度、航天器自身角速度以及僅有部分成員獲取參考姿態(tài)的假設(shè)下,設(shè)計了分布式有限時間觀測器�；诖�,利用觀測器輸出的角速度誤差估計信息,通過加冪積分技術(shù)和自適應(yīng)方法給出了帶有輸入飽和的有限時間姿態(tài)跟蹤算法。另外,采用Lyapunov方法完善的證明了分布式觀測器-控制器作用下閉環(huán)系統(tǒng)的有限時間穩(wěn)定性。除了滿足編隊飛行系統(tǒng)穩(wěn)定性和魯棒性的要求,實際的空間任務(wù)需要編隊中航天器姿態(tài)的協(xié)同運動。通信時滯對系統(tǒng)的協(xié)同性存在不利影響,因此研究了帶有常值通信時滯的多航天器編隊姿態(tài)協(xié)同跟蹤控制問題。在有向通信拓?fù)渲?采用航天器姿態(tài)誤差四元數(shù)和角速度誤差構(gòu)造滑模面,提出了能夠解決通信時滯和外部干擾的時滯相關(guān)姿態(tài)協(xié)同控制器。并且,通過Lyapunov-Krasovskii泛函方法證明了閉環(huán)系統(tǒng)穩(wěn)定性。由于傳統(tǒng)滑�？刂浦腥菀桩a(chǎn)生抖振現(xiàn)象,為了進(jìn)一步提高系統(tǒng)性能而設(shè)計了帶有邊界層的積分滑�？刂扑惴�。首先,不考慮多航天器編隊所受外部干擾力矩,同樣在有向通信拓?fù)錀l件下提出了標(biāo)稱控制器。而后,設(shè)計積分滑模面并采用自適應(yīng)控制和邊界層方法抑制了外部干擾力矩的作用,也有效削弱了系統(tǒng)狀態(tài)經(jīng)滑模面所引起的抖振。在前文工作的基礎(chǔ)上,研究了存在時變通信時滯的多航天器編隊姿態(tài)協(xié)同跟蹤問題。首先,采用滑�？刂坪妥赃m應(yīng)控制方法克服了轉(zhuǎn)動慣量參數(shù)不確定性,設(shè)計了多航天器姿態(tài)協(xié)同跟蹤控制器。不僅處理了時變通信時滯對系統(tǒng)的影響,而且保證了系統(tǒng)從輸入到輸出滿足2(43)增益性能指標(biāo)。接下來,針對存在執(zhí)行機構(gòu)輸出力矩飽和限制的多航天器編隊,結(jié)合反步法思想與濾波器對超出力矩幅值上界的控制量進(jìn)行補償。借助Chebyshev神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)對系統(tǒng)不確定性和干擾的學(xué)習(xí)估計能力,完成了帶有輸入飽和的分布式時滯相關(guān)姿態(tài)協(xié)同跟蹤控制算法。并且,該算法對于編隊航天器之間的通信拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)沒有特殊要求,只需控制參數(shù)滿足閉環(huán)系統(tǒng)穩(wěn)定的條件,即可保證各航天器姿態(tài)和角速度協(xié)同跟蹤參考狀態(tài)。
【圖文】：