本发明涉及航天器姿态控制，具体涉及基于整形规划的双抑振自抗扰挠性航天器姿态控制方法。
背景技术：
1、近年来，随着以“星链”和“一网”星座为代表的低轨大规模星座的发展，对这些系统的监测和对抗已成为国际上争夺天基信息主导权的迫切需求。由于微波和激光等对抗载荷需要较高的功率，现代航天器通常装备大型的挠性附件。然而，这些大挠性、低阻尼附件与中心刚体之间的耦合作用会引起挠性振动，进而降低卫星的姿态指向精度。此外，航天器在轨运行过程中不可避免地受到各种复杂环境干扰的影响，有效载荷运动和燃料消耗等因素也会导致航天器转动惯量的不确定性。因此，设计一种考虑系统不确定性、外部干扰等的姿态控制方法，以实现挠性航天器的姿态机动控制和振动抑制，不仅对实现侦察对抗类航天器的高精度姿态敏捷控制具有重要意义，对于其他复杂空间任务的实现具有重要参考意义。
2、因此，对于刚柔耦合航天器的动力学建模和姿态敏捷机动问题的研究具有重要的实际需求和工程应用背景。传统的状态空间方法通常将二阶系统转化为一阶系统，然后采用现有方法处理系统，但这样做会增加计算复杂度并可能忽略物理特性。相比之下，全驱动系统理论(fullyactuated system，fas)在物理环境不变的情况下，保证了全驱动结构可以补偿系统的动态特性，无论非线性项的复杂性如何。基于fas的控制器可根据理论选择适当的控制参数，从而获得任意质量的动态性能。基于该全驱系统设计的控制器缓和了敏捷挠性航天器的敏捷性与挠性振动所带来的高精度姿态控制之间的矛盾，为未来带有大型挠性附件航天器的姿态控制探索新方法。
技术实现思路
1、为此，本发明提供基于整形规划的双抑振自抗扰挠性航天器姿态控制方法，以解决背景技术中提出的问题。
2、为了实现上述目的，本发明提供如下技术方案：包括如下步骤：
3、步骤1、基于现有的全驱系统理论框架，根据挠性航天器姿态动力学与运动学模型，将航天器姿态模型转换为二阶全驱系统控制模型；
4、步骤2、针对步骤1中的全驱系统控制模型设计姿态控制器架构；
5、步骤3、对于步骤2中控制律的线性反馈部分，其参数矩阵a0、a1由全驱系统理论框架下的直接参数法确定；
6、步骤4、对于步骤2中控制律的非线性项补偿部分，采用扩张状态观测器对其进行综合观测估计；
7、步骤5、对于步骤2中目标姿态，采用路径规划与输入成型对其进行设计，以保证快速姿态控制的同时，挠性振动得以有效抑制以实现高精度敏捷姿态控制。
8、优选的，步骤1具体包括：
9、步骤11、考虑外部干扰的挠性航天器经典姿态模型，运动学模型与动力学模型；
10、
11、式中，j为航天器转动惯量矩阵；δ为中心刚体与挠性附件的耦合矩阵，δt为δ的转置；η为挠性振动模态位移，分别为其一阶微分项及二阶微分项；u为控制力矩，c、k分别为阻尼矩阵、刚度矩阵；d为外部扰动；n(θs)为坐标转换矩阵，ω＝[ωxωyωz]t∈r3为航天器相对于惯性系在本体系下的姿态角速度；i3为单位阵，斜对称阵ω×＝[0-ωzωy；ωz0-ωx；-ωyωx 0]；
12、步骤12、将航天器经典姿态模型转化为二阶全驱系统控制模型。
13、优选的，步骤12中，将航天器经典姿态模型转化为全驱系统控制模型的具体包括：
14、
15、式中，f1、f2、f3、f4∈r3分别表征陀螺效应、刚柔耦合引起的非线性振动、外部干扰与转动惯量不确定性；j0、δj分别为航天器标称转动惯量与转动惯量不确定性；sat(·)为饱和函数，其具体表达式为sat(u)＝sgn(u)·min{u,umax}；
16、另外，为连续矢量函数，由于雅可比矩阵n(θs)可逆，星体转动惯量矩阵j为正定矩阵，因此，b≠0，即二阶全驱系统控制模型满足全驱条件。
17、优选的，步骤2中，姿态控制器架构包括线性状态反馈主部uf与非线性项补偿部分ud；
18、u＝uf+ud；
19、式中uf为线性状态反馈部分，以获得期望线性闭环系统，ud是系统集总非线性补偿控制器，u为全驱系统理论框架下的控制律输出。
20、优选的，步骤3中，参数矩阵a0、a1由全驱系统理论框架下的直接参数法确定：
21、
22、式中，b∈r3×3为连续矢量函数，r3×3为维度为3×3的实数矩阵，作为系统的控制输入矩阵，θs、分别为系统姿态角和姿态角速度，vex为外部输入。
23、优选的，步骤3具体包括：
24、步骤31、选定hurwtiz矩阵f∈r6×6，任意选定z∈r3×6满足，v＝(z,zf)t，det v(z,f)≠0，a0～1＝zf2v-1；其中，r6×6、r3×6分别为维度为6×6的实数矩阵、维度为3×6的实数矩阵；
25、步骤32、由步骤31所示的参数转化，线性反馈控制器uf：
26、
27、其中，kp、kd为参数转化前的比例微分项控制参数矩阵，即在参数矩阵f∈r6×6、z∈r3×6作用下，全驱系统控制模型转换成定常线性系统：
28、
29、其中，增广变量
30、优选的，步骤4中，非线性项补偿部分为对挠性振动、外部干扰、输入饱和引起的非线性项。
31、优选的，步骤4中，对于步骤2中控制律的非线性项补偿部分，采用扩张状态观测器对其进行综合观测估计，具体包括如下步骤：
32、步骤41、定义z1＝θs,z3＝f，令k(t)未知且有界，则全驱系统控制模型转换为：
33、
34、步骤42、设计一个与步骤41所示系统平行的扩张非线性状态观测器：
35、
36、其中，分别是z1、z2、z3的估计状态，是关于e1的修正误差指数增益函数；
37、步骤43、步骤42中的误差指数增益函数为：
38、
39、式中，δ是很小的正数，一般满足δ∈(0,0.2)，αi∈(0,1)；
40、步骤44、定义得观测器观测误差动力学模型：
41、
42、选择合适的观测器参数β1、β2、β3，使得
43、优选的，步骤5具体包括：
44、步骤51、根据姿态控制目标设计航天器绕空间欧拉轴的姿态路径，设计姿态角加速度：
45、
46、其中，t1、t2、t3分别满足：
47、
48、其中，φ为姿态角，φ0、φf分别为初始姿态角与期望姿态角，为最大机动角速度、角加速度，hmax、umax、jmax分别为执行机构最大角动量、最大输出力矩与航天器最大惯量，t1＝ωmax/amax为加速末时刻，t2为匀速末时刻，t3为减速末时刻；
49、步骤52、根据上述挠性航天器动力学模型参数固有频率ωi和阻尼比ξi设计输入成型器，设计单一zvd输入成型器f1如下：
50、
51、其中，a、t分别为成型脉冲幅值与作用时刻；ξ、λ分别为系统挠性结构阻尼比和固有频率；
52、多模zvd成型器f设计如下：
53、f＝f1*…*fi*…*fn；
54、步骤53、对路径进行整形进而得到新的期望姿态θr、姿态角速度期望输入，即
55、
56、其中，us为zvd整型器脉冲序列。
57、本发明具有如下优点：
58、(1)本发明基于现有的全驱系统理论框架，控制算法设计简便，可将非线性姿态动力学设计为具有期望特征结构的线性定常系统，有较强的非线性适用性；
59、(2)引入扩展非线性观测器来估计系统诸如挠性振动、外部扰动等非线性项并进行有效补偿，不需要应变传感器等，有效地节省了星上资源；
60、(3)提出一种综合姿态路径规划与输入成型技术的整形规划方法，在很多大程度上减小了挠性附件对航天器稳定度的影响且保证了航天器机动过程中角加速度的连续性与角速度的光滑性，有着重要的现实意义；
61、(4)同时实现了挠性航天器快速姿态敏捷控制与高精度姿态控制，且具有较高的控制稳态精度，控制器考虑外部干扰、转动惯量不确定性等，并具有较强的对外干扰鲁棒性，对姿态控制工程应用方面有一定的借鉴意义。
1.基于整形规划的双抑振自抗扰挠性航天器姿态控制方法，其特征在于：包括如下步骤：
2.根据权利要求1所述的基于整形规划的双抑振自抗扰挠性航天器姿态控制方法，其特征在于：步骤1具体包括：
3.根据权利要求1所述的基于整形规划的双抑振自抗扰挠性航天器姿态控制方法，其特征在于：步骤12中，将航天器经典姿态模型转化为二阶全驱系统控制模型的具体包括：
4.根据权利要求1所述的基于整形规划的双抑振自抗扰挠性航天器姿态控制方法，其特征在于：步骤2中，姿态控制器架构包括线性状态反馈主部uf与非线性项补偿部分ud；
5.根据权利要求1所述的基于整形规划的双抑振自抗扰挠性航天器姿态控制方法，其特征在于：步骤3中，参数矩阵a0、a1由全驱系统理论框架下的直接参数法确定：
6.根据权利要求1所述的基于整形规划的双抑振自抗扰挠性航天器姿态控制方法，其特征在于：步骤3具体包括：
7.根据权利要求1所述的基于整形规划的双抑振自抗扰挠性航天器姿态控制方法，其特征在于：步骤4中，非线性项补偿部分为对挠性振动、外部干扰、输入饱和引起的非线性项。
8.根据权利要求1所述的基于整形规划的双抑振自抗扰挠性航天器姿态控制方法，其特征在于：步骤4中，对于步骤2中控制律的非线性项补偿部分，采用扩张状态观测器对其进行综合观测估计，具体包括如下步骤：
9.根据权利要求1所述的基于整形规划的双抑振自抗扰挠性航天器姿态控制方法，其特征在于：步骤5具体包括：
