申请/专利权人：哈尔滨工业大学(深圳)(哈尔滨工业大学深圳科技创新研究院)

申请日：2023-12-25

公开（公告）日：2024-04-16

公开（公告）号：CN117891277A

主分类号：G05D1/495

分类号：G05D1/495;G05D1/46;G05D101/10;G05D109/20

优先权：

专利状态码：在审-公开

法律状态：2024.04.16#公开

摘要：本发明公开了一种多航天器仅姿态反馈的分布式抗退绕姿态跟踪控制方法，所述方法针对跟随航天器，设计分布式姿态四元数、角速度以及角加速度观测器，保证角加速度和角速度估计值分别指数收敛至领航航天器角加速度和角速度，姿态四元数估计值渐近收敛至领航航天器姿态四元数，并保证姿态四元数估计值始终为单位四元数；针对每个跟随航天器，在没有角速度反馈的情况下，仅利用姿态反馈信息，设计姿态跟踪控制律，保证每个跟随航天器姿态和角速度渐近跟踪分布式观测器输出的角速度与姿态四元数的估计值，并保证姿态跟踪具有抗退绕性能。

主权项：1.一种多航天器仅姿态反馈的分布式抗退绕姿态跟踪控制方法，其特征在于所述方法包括如下步骤：步骤1、多航天器系统姿态控制模型的建立步骤1.1、多航天器系统相关坐标定义多航天器系统由一个领航航天器以及N个跟随航天器构成，定义如下坐标系：1地心惯性坐标系OI-XIYIZI，记作其原点在地球的质心，ZI轴为地球自转轴，XI轴指向春分点，YI与其他两轴构成右手旋转坐标系；2领航航天器本体坐标系O0-X0Y0Z0，记作其原点在领航航天器的质心，坐标轴X0、Y0、Z0分别与领航航天器的惯量主轴重合；3第i个跟随航天器本体坐标系Oi-XiYiZi，记作其原点在第i个跟随航天器的质心，坐标轴Xi、Yi、Zi分别与第i个跟随航天器的惯量主轴重合；步骤1.2、基于四元数的航天器姿态动力学和运动学步骤1.2.1、一个四元数q采用向量的形式表示为：其中q0为四元数q的标量部分，qv＝[q1q2q3]T为四元数q的矢量部分，将全体四元数集合记作若四元数q的欧几里德范数等于1，即此时，称q为单位四元数，将全体单位四元数集合记作对任意两个四元数定义四元数乘法其中q1,0和q1,v分别是四元数q1的标量部分和矢量部分，q2,0和q2,v分别是四元数q2的标量部分和矢量部分，“⊙”是四元数乘法符号；步骤1.2.2、根据欧拉旋转定理，刚体绕固定点的任意位移，由绕通过该点的某个固定轴旋转一定角度得到，将此固定轴的单位矢量记作e，将转动的角度记作γ，则刚体的旋转运动用单位四元数表示为： 步骤1.2.3、基于单位四元数，建立N个跟随航天器的姿态运动学方程和动力学方程为： 其中为单位四元数，表示坐标系相对于坐标系的姿态；qi,0和qi,v分别是四元数qi的标量部分和矢量部分；是全体单位四元数的集合；表示坐标系相对于坐标系的角速度，并且表示在坐标系下；是第i个跟随航天器的转动惯量；表示第i个跟随航天器的控制输入；是姿态四元数qi的导数；是角速度ωi的导数，即为第i个跟随航天器的角加速度；Eqi是一个4*3的矩阵；步骤1.2.4、领航航天器的姿态运动学方程为： 其中为单位四元数，表示坐标系相对于坐标系的姿态；q0,0和q0,v分别是q0的标量部分和矢量部分；表示坐标系相对于坐标系的角速度，并且表示在坐标系下；是姿态四元数q0的导数；Eq0是一个4*3的矩阵；步骤1.2.4、领航航天器满足以下假设：假设1：领航航天器的角速度ω0和它的前两阶导数是连续有界的，且存在一个正常数δω0满足这里是角速度ω0二阶导数的无穷范数；步骤2、多航天器系统信息交互网络的设计步骤2.1、用一个有向图表示N+1个主从式多航天器之间的信息交互关系，图中节点集合为这里的节点0代表领航航天器；步骤2.2、对于有向图其每一条边j,i∈ε对应一个权值aij，此时，有向图的邻接矩阵定义为是一个N+1×N+1的矩阵，aij表示矩阵的第i行第j列的元素，当j,i∈ε时，aij＞0，反之则aij＝0，对所有的都有aii＝0；有向图的Laplacian矩阵定义为其中矩阵是以d0,d1,d2,…,dN为对角元素的对角矩阵，且步骤2.3、定义子图表示跟随航天器之间的信息交互网络，其中子图的邻接矩阵记作aij表示矩阵的第i行第j列的元素；子图的Laplacian矩阵记作lij表示矩阵的第i行第j列的元素；步骤2.4、有向图的Laplacian矩阵和子图的之间存在如下关系： 其中，向量b＝[a10a20…aN0]T，矩阵是以a10,a20,…aN0为对角元素的对角矩阵；步骤2.5、针对多航天器系统，将其信息交互网络设计为一棵以领航航天器为根节点的有向树，并根据设计的信息交互网络，确定信息交互网络拓扑图的邻接矩阵与Laplacian矩阵步骤3、分布式观测器设计步骤3.1、针对第i个跟随者航天器，将领航者航天器信息q0,ω0,的估计分别记作ηi,ξi,ζi；步骤3.2、对任意的任意两个姿态估计值ηi和ηj之间的误差定义为： 其中和分别是的标量部分和矢量部分；ηi,0和ηi,v分别是ηi的标量部分和矢量部分；ηj,0和ηj,v分别是ηj的标量部分和矢量部分；步骤3.3、对任意的定义姿态估计值ηi相对于领航航天器姿态q0的误差为： 其中和分别是的标量部分和矢量部分；ηi,0和ηi,v分别是ηi的标量部分和矢量部分；q0,0和q0,v分别是q0的标量部分和矢量部分；步骤3.4、对任意的定义局部姿态估计相对误差eηi、局部角速度估计相对误差eξi和局部角加速度估计相对误差分别为： 步骤3.5、利用局部姿态估计相对误差eηi、局部角速度估计相对误差eξi和局部角加速度估计相对误差建立如下分布式观测器： 式中ηi,0和ηi,v分别是ηi的标量部分和矢量部分；和分别是ηi，ξi和ζi的导数；μ1,μ2,μ3和μ4是大于0的可调参数；Eηi是一个4*3的矩阵；步骤4、仅姿态反馈的抗退绕姿态跟踪控制律设计步骤4.1、姿态跟踪误差模型的建立步骤4.1.1、定义第i个跟随航天器的姿态四元数qi和角速度ωi与分布式观测器输出的估计信号ηi和ξi之间的误差为： 式中是ηi的逆，是姿态跟踪误差，是角速度跟踪误差，是旋转矩阵；步骤4.1.2、对姿态跟踪误差和角速度跟踪误差求导，可以推导姿态跟踪误差系统的方程为： 上式中，和分别为和的导数；是一个4*3的矩阵；步骤4.2、仅姿态反馈的姿态抗退绕跟踪控制律设计步骤4.2.1、设计如下辅助滤波系统： 其中λi是大于0的可调参数，是辅助滤波系统的输出；是引入的辅助变量；是的矢量部分，是一个4*3的矩阵；步骤4.2.2、利用引入的辅助变量和姿态跟踪误差信号设计如下仅姿态反馈的姿态跟踪控制律： 式中k1i和k2i是大于0的可调参数；和分别是的标量部分和矢量部分；是的矢量部分；表示的初始值；表示初始值的符号。

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