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航天器姿态的自抗扰控制与滑模控制的性能比较

康莹;李东海;老大中

【摘要】针对一般航天器动力学姿态控制问题,提出了一种二阶线性自抗扰控制方

法.该控制方法对航天器系统中存在的不确定性及外界干扰具有很强的抑制能力,且

具有比较简单的结构,解决了传统控制方法过多依赖航天器精确模型的问题.在此基

础上对航天器进行指令跟踪、抗扰性及性能鲁棒性实验,并与带趋近律的滑模控制

进行比较.仿真结果表明,在参数不确定和外界干扰影响下,自抗扰控制方法能获得良

好的动态性能、抗扰性和较强的性能鲁棒性.

【期刊名称】《控制理论与应用》

【年(卷),期】2013(030)012

【总页数】7页(P1623-1629)

【关键词】自抗扰控制;滑模控制;抗扰性;性能鲁棒性

【作者】康莹;李东海;老大中

【作者单位】北京理工大学宇航学院,北京100081;电力系统国家重点实验室;清华

大学热能工程系,北京100084;北京理工大学宇航学院,北京100081

【正文语种】中文

【中图分类】TP273

1引言(Introduction)

为满足未来的航天任务需求,必须为航天器设计性能优良的姿态控制系统,实现高精

度高稳定度的姿态控制.然而,在航天器长期在轨运行中,不仅存在物理参数的不确定

性,而且存在多种内部或外部干扰,均会严重影响航天器的姿态控制性能,给姿态控制

系统设计带来较大困难.相比而言,自抗扰控制(activedisturbancerejection

controller,ADRC)不依赖于被控对象的数学模型,对被控对象的参数和结构变化以

及内外干扰具有较好的抑制能力,算法简单,易于实现[1-4],特别适于解决航天器实际

运行中存在的各种问题.

正是由于自抗扰控制所具有的以上优点,自其提出以来,一直受到控制界的广泛关注,

并已成功应用于航空、航天、兵器以及工业控制等多个领域[5-10].自抗扰控制器

由跟踪微分器(trackingdifferentiator,TD)、扩张状态观测器(extendedstate

observer,ESO)非线性状态误差反馈控制律(nonlinearstateerror

feedback,NLSEF)3部分组成.作为自抗扰控制器的核心,扩张状态观测器可直接根

据输入输出数据估计系统的内部状态和各种内外扰动,并通过非线性反馈控制律对

扰动加以补偿,而不依赖对象的数学模型.对于扩张状态观测器,文献[11]和文献[12]

分别针对不确定非线性系统和多输入多输出系统,分析了其收敛性.文献[13-14]则针

对模型不确知的被控对象,分析了线性扩张状态观测器带宽与观测器误差的关系.

在航天器姿态自抗扰控制方面,扩张状态观测器同样发挥了重要作用,并取得了较多

的研究成果.文献[15-17]采用姿态敏感器信息,设计了三阶扩张状态观测器对航天器

的干扰进行观测,但未充分利用速率陀螺的测量信息.文献[18-20]设计了一种双闭环

自抗扰控制方案,内环ESO采用速率陀螺的测量信息观测航天器角速度和各种干扰

力矩,外环ESO采用姿态敏感器的测量信息观测航天器姿态角和姿态角速度,可以充

分利用姿态敏感器和速率陀螺的测量信息,但采用双环ESO实现,结构较复杂,不便

于进行理论分析.

为充分利用姿态敏感器和速率陀螺的测量信息,简化控制器结构,本文设计了基于复

合量测信息的扩张状态观测器对航天器姿态、姿态速率以及内外干扰进行观测,并

在此基础上,设计了航天器姿态自抗扰控制器.与已有研究相比,本文的扩张状态观测

器综合利用姿态敏感器和速率陀螺的测量信息,采用复合误差对状态估计进行校正;

而本文的自抗扰控制器只采用一个环路,即可在实现航天器姿态控制的同时,完成对

内外干扰的补偿.

2航天器姿态动力学模型(Spacecraftattitudedynamics)

为简便起见,设航天器为刚体,I为航天器转动惯量矩阵,为航天器本体相对惯性坐标

系的角速度,Td为作用于航天器上的内部和外部干扰力矩,u为控制力矩,那么简化

的航天器动力学模型可表示为

如采用单框架控制力矩陀螺(singlegimbalcontrolmoment

gyroscopes,SGCMG)作为姿态控制执行机构,SGCMG系统的角动量为h,那么存

在

如采用修正罗德里格斯参数(modifiedRodriguesparameters,MRP)描述航天器

本体相对轨道坐标系的姿态,并设姿态参数为p,航天器本体相对轨道坐标系的角速

度为