复杂约束下的挠性航天器姿态参考管理控制  

Explicit reference governor-based constrained flexible spacecraft attitude control

作　　者：党庆庆 刘贞报[1] 李文博[2] 桂海潮[3] 刘萍 DANG Qing-qing;LIU Zhen-bao;LI Wen-bo;GUI Hai-chao;LIU Ping(School of Civilaviation,Northwestern Polytechnical University,Xi’an Shaanxi 710072,China;Beijing Institute of Control Engineering,Beijing 100190,China;School of Astronautics,Beihang University,Beijing 100191,China;School of Aeronautics and Astronautics,Sun Yat Sen University,Shenzhen Guangdong 510275,China)

机构地区：[1]西北工业大学民航学院,陕西西安710072 [2]北京控制工程研究所,北京100190 [3]北京航空航天大学宇航学院,北京100191 [4]中山大学航空航天学院,广东深圳510275

出　　处：《控制理论与应用》2023年第10期1813-1820,共8页Control Theory & Applications

基　　金：国家自然科学基金项目(11972056);国家自然科学基金优秀青年项目(62022013);广东省基础与应用基础研究基金项目(2019A1515111070);深圳市自然科学基金项目(GXWD20201231165807008,20200830220334001);科技部国家重点研发计划项目(2020YFC2200801,2020YFC2200502);航天科技集团行业特色科研项目(6230109004);陕西省自然科学基金青年项目(2023–JC–QN–0003);中央高校基本科研业务费专项资金项目(23GH020210)资助。

摘　　要：本文提出了一种基于显式参考管理与模态观测器的挠性航天器姿态机动控制方法.首先,采用改进的罗德里格斯参数建立了航天器的运动学和动力学模型,分析了存在的控制约束和角速度约束.在此基础上,设计了基于显式参考管理的约束挠性航天器姿态重定向控制算法.由于挠性模态不能直接测量,内层设计了模态观测器,并将观测器观测得到的模态坐标作为内层无约束控制器的输入.随后,外层导航模块根据所需满足的约束条件设计了相应的动态路径,该路径可以根据当前状态以合适的速率收敛到最终状态,通过跟踪该路径,航天器姿态就可以在满足约束的情况下快速到达期望位置.通过构造合适的李雅普诺夫函数,严格证明了该挠性航天器显式参考管理姿态控制算法的稳定性.最后,仿真结果进一步验证所设计算法的约束处理效果与振动抑制能力.This paper addresses the explicit reference governor and modal observer based attitude reorientation problem.First,the kinematics and dynamics of the spacecraft are established by using the modified Rodrigues parameters,and the control constraints and angular velocity constraints are analyzed.Then,a constrained flexible spacecraft attitude reorientation control algorithm based on explicit reference governor is proposed.Since the modal displacement cannot be directly measured and the modal observer is designed in the inner layer,the modal displacements observed are used as input to the inner unconstrained controller.The navigation layer is utilized to manipulate the reference state to enforcing constraints satisfaction.By constructing the Lyapunov function,the closed-loop stability of the explicit reference governor based flexible spacecraft attitude control algorithm is strictly proved.Finally,the simulation results further verify the constraint processing effect and vibration suppression ability of the proposed attitude control algorithm.

关 键 词：挠性航天器 姿态控制 复杂约束 模态观测器 显式参考管理 

分 类 号：V448.2[航空宇航科学与技术—飞行器设计]