本發明涉及一(yi)種基于(yu)滑(hua)模與觀測器(qi)的(de)剛彈耦合旋轉(zhuan)飛(fei)行(xing)(xing)器(qi)控制(zhi)方法，用于(yu)實現剛彈耦合旋轉(zhuan)飛(fei)行(xing)(xing)器(qi)的(de)剛體(ti)運動的(de)穩定控制(zhi)以及彈性變形的(de)振動抑制(zhi)，屬于(yu)飛(fei)行(xing)(xing)器(qi)總(zong)體(ti)設計與控制(zhi)。

背景技術：

1、旋(xuan)(xuan)轉(zhuan)(zhuan)飛(fei)行(xing)(xing)器(qi)是指(zhi)在飛(fei)行(xing)(xing)過(guo)程中(zhong)以一(yi)定的轉(zhuan)(zhuan)速繞自身縱(zong)軸旋(xuan)(xuan)轉(zhuan)(zhuan)的一(yi)類飛(fei)行(xing)(xing)器(qi)。旋(xuan)(xuan)轉(zhuan)(zhuan)飛(fei)行(xing)(xing)器(qi)具有降低加工過(guo)程中(zhong)的偏差對(dui)控(kong)(kong)制(zhi)精(jing)度的影響(xiang)、簡(jian)化控(kong)(kong)制(zhi)系統、降低成本、減小飛(fei)行(xing)(xing)中(zhong)不對(dui)稱因素對(dui)控(kong)(kong)制(zhi)精(jing)度的影響(xiang)等諸多優(you)點，但是旋(xuan)(xuan)轉(zhuan)(zhuan)飛(fei)行(xing)(xing)器(qi)彈(dan)(dan)性變形運(yun)動(dong)對(dui)系統穩定性的影響(xiang)不可(ke)忽視。由(you)于測量(liang)單元直接安裝(zhuang)在飛(fei)行(xing)(xing)器(qi)上，導(dao)致(zhi)飛(fei)行(xing)(xing)器(qi)的彈(dan)(dan)性振動(dong)信號(hao)會通過(guo)測量(liang)單元進入(ru)控(kong)(kong)制(zhi)回路(lu)，使得控(kong)(kong)制(zhi)器(qi)產生額外的指(zhi)令(ling)輸出，伺服(fu)機(ji)構響(xiang)應彈(dan)(dan)性振動(dong)信號(hao)導(dao)致(zhi)的額外的指(zhi)令(ling)輸出，會進一(yi)步加劇(ju)彈(dan)(dan)性振動(dong)，引起姿態系統失穩和飛(fei)行(xing)(xing)器(qi)結構破壞。

2、現有常見的(de)針對(dui)(dui)旋轉(zhuan)飛行器(qi)(qi)彈(dan)(dan)性變形對(dui)(dui)運(yun)動(dong)(dong)穩定(ding)性影響的(de)方(fang)法(fa)是被動(dong)(dong)控制(zhi)方(fang)法(fa)，如測(ce)量(liang)單元(yuan)布(bu)局(ju)最優設(she)計(ji)、陷(xian)波器(qi)(qi)、自適(shi)(shi)應(ying)陷(xian)波器(qi)(qi)等(deng)，通過(guo)自身(shen)對(dui)(dui)控制(zhi)器(qi)(qi)的(de)補償(chang)，來(lai)減小彈(dan)(dan)性振動(dong)(dong)信號對(dui)(dui)控制(zhi)系統穩定(ding)性的(de)影響。但是對(dui)(dui)于測(ce)量(liang)單元(yuan)布(bu)局(ju)最優設(she)計(ji)方(fang)法(fa)，其很難適(shi)(shi)應(ying)飛行過(guo)程中時變的(de)振動(dong)(dong)模(mo)態，無論是常規陷(xian)波器(qi)(qi)還是自適(shi)(shi)應(ying)陷(xian)波器(qi)(qi)，都(dou)是在彈(dan)(dan)性振動(dong)(dong)的(de)頻(pin)率高于剛(gang)體運(yun)動(dong)(dong)頻(pin)率時工作(zuo)的(de)，即將彈(dan)(dan)性振動(dong)(dong)作(zuo)為高頻(pin)噪聲濾掉，但是當彈(dan)(dan)性振動(dong)(dong)與剛(gang)體運(yun)動(dong)(dong)頻(pin)率接近時，常規陷(xian)波器(qi)(qi)或者自適(shi)(shi)應(ying)陷(xian)波器(qi)(qi)不再適(shi)(shi)用(yong)。

3、因此，針對(dui)剛(gang)彈(dan)(dan)耦(ou)合旋轉飛行(xing)器(qi)的彈(dan)(dan)性變(bian)形(xing)嚴(yan)重影響剛(gang)體(ti)(ti)運(yun)動(dong)穩(wen)定性，常規(gui)陷(xian)波器(qi)或者自適(shi)應陷(xian)波器(qi)難以(yi)適(shi)應彈(dan)(dan)性振動(dong)頻(pin)率與剛(gang)體(ti)(ti)運(yun)動(dong)頻(pin)率接近的情況，有必要提出一種基于滑模與觀(guan)測器(qi)的剛(gang)彈(dan)(dan)耦(ou)合旋轉飛行(xing)器(qi)控(kong)制(zhi)方法，通過(guo)主動(dong)控(kong)制(zhi)技術實(shi)現剛(gang)體(ti)(ti)運(yun)動(dong)的穩(wen)定控(kong)制(zhi)以(yi)及彈(dan)(dan)性變(bian)形(xing)的振動(dong)抑制(zhi)。

技術實現思路

1、本發明(ming)要解決的(de)技(ji)術問題是：克服現(xian)有(you)技(ji)術的(de)不足，解決了(le)剛彈耦合旋(xuan)轉飛行(xing)器的(de)彈性(xing)變形(xing)嚴(yan)重影響剛體運(yun)動穩定(ding)性(xing)，常規陷(xian)波(bo)器或者自適應陷(xian)波(bo)器難以適應彈性(xing)振動頻(pin)率與剛體運(yun)動頻(pin)率接近的(de)情況，從而引起旋(xuan)轉飛行(xing)器姿態系統失(shi)穩和結構破壞的(de)問題。

2、本(ben)發明目的(de)通(tong)過以下技術方案予以實現：

3、一種基(ji)于滑模與觀測器的剛(gang)彈耦合旋(xuan)轉飛(fei)行器控制方(fang)法，包(bao)括：

4、給定剛(gang)彈耦合(he)旋轉飛行器的剛(gang)彈耦合(he)模型；

5、建(jian)立(li)剛彈(dan)耦合旋轉飛行器準(zhun)飛行器體(ti)坐標系下的(de)剛體(ti)動(dong)力(li)學模型；

6、建立剛(gang)彈(dan)(dan)耦合旋轉飛行(xing)器(qi)(qi)在飛行(xing)器(qi)(qi)體(ti)坐標系下的彈(dan)(dan)性變形動力學模型(xing)；

7、建立剛彈(dan)耦(ou)合(he)旋轉(zhuan)飛行(xing)器測量(liang)角(jiao)速(su)度與剛體(ti)角(jiao)速(su)度之間的轉(zhuan)換模型；

8、建立(li)剛彈(dan)耦(ou)合(he)旋轉飛行器控制對象的狀態方(fang)程；

9、建立剛彈耦(ou)合旋轉飛行(xing)器的觀(guan)測器；

10、建立剛彈耦(ou)合旋轉飛行器的(de)滑模控制律；

11、建立(li)基(ji)于滑模與觀測器的剛彈耦合旋(xuan)(xuan)轉飛行器控(kong)制律，實(shi)現(xian)旋(xuan)(xuan)轉飛行器穩(wen)定控(kong)制。

12、本發明相比于現(xian)有技術具有如下有益效果：

13、(1)相比于常規陷波(bo)(bo)器(qi)或者自適應陷波(bo)(bo)器(qi)難以(yi)(yi)適應彈性振動與(yu)剛(gang)體運動頻率(lv)接近的(de)情況，基于滑模與(yu)觀測(ce)器(qi)的(de)剛(gang)彈耦(ou)合(he)旋轉飛行器(qi)控(kong)制(zhi)方法可以(yi)(yi)在彈性振動與(yu)剛(gang)體運動頻率(lv)接近的(de)情況實現剛(gang)體運動的(de)穩(wen)定(ding)控(kong)制(zhi)以(yi)(yi)及彈性變形的(de)振動抑制(zhi)。

14、(2)相比于常規陷(xian)波器或者自適應陷(xian)波器通過將彈(dan)性(xing)振(zhen)動作為高頻(pin)噪聲濾掉來減小(xiao)彈(dan)性(xing)振(zhen)動信號(hao)對(dui)控制(zhi)系統穩(wen)定性(xing)的影(ying)響(xiang)，基于滑(hua)模(mo)與觀測器的剛彈(dan)耦合(he)旋(xuan)轉飛行器控制(zhi)方法可以通過主動對(dui)振(zhen)動信息進行估計實現剛體運動的穩(wen)定控制(zhi)以及彈(dan)性(xing)變形的振(zhen)動抑制(zhi)。

15、(3)針(zhen)對(dui)具有強(qiang)不確(que)定(ding)性(xing)(xing)特點(dian)的(de)彈性(xing)(xing)變(bian)(bian)形(xing)的(de)旋(xuan)轉(zhuan)飛(fei)行(xing)器(qi)，觀測(ce)器(qi)可以估計系統狀態(tai)變(bian)(bian)量與內外擾動，較(jiao)好地處理了彈性(xing)(xing)變(bian)(bian)形(xing)引起的(de)強(qiang)不確(que)定(ding)性(xing)(xing)，能夠有效消除彈性(xing)(xing)變(bian)(bian)形(xing)對(dui)系統造成(cheng)的(de)干擾，有利于提高旋(xuan)轉(zhuan)飛(fei)行(xing)器(qi)的(de)控制(zhi)器(qi)的(de)魯棒性(xing)(xing)。

16、(4)針對(dui)具(ju)有(you)強非(fei)線性(xing)特點的(de)彈性(xing)變(bian)形(xing)的(de)旋轉飛(fei)行器(qi)，滑(hua)(hua)模(mo)控(kong)制(zhi)是一種魯棒性(xing)強的(de)非(fei)線性(xing)控(kong)制(zhi)方法，基(ji)于非(fei)奇異終端(duan)滑(hua)(hua)模(mo)面和雙冪次趨近律的(de)滑(hua)(hua)模(mo)控(kong)制(zhi)律具(ju)有(you)有(you)限(xian)時間收斂特性(xing)，保證旋轉飛(fei)行器(qi)的(de)姿態角(jiao)誤差能夠在有(you)限(xian)時間收斂到零，有(you)利于提(ti)高(gao)旋轉飛(fei)行器(qi)的(de)控(kong)制(zhi)器(qi)的(de)性(xing)能。

技術特征：

1.一種基于滑模(mo)與觀測(ce)器的剛彈耦合旋轉飛行器控制方法，其特征在于，包(bao)括：

2.根(gen)據(ju)權利要求1所述(shu)的(de)剛(gang)彈(dan)耦(ou)合旋轉(zhuan)(zhuan)飛(fei)行(xing)(xing)器控(kong)制(zhi)方法(fa)，其特征在(zai)于，剛(gang)彈(dan)耦(ou)合旋轉(zhuan)(zhuan)飛(fei)行(xing)(xing)器的(de)剛(gang)彈(dan)耦(ou)合模(mo)型是指(zhi)，剛(gang)性(xing)運動(dong)與(yu)彈(dan)性(xing)變形在(zai)運動(dong)自由度上是解(jie)耦(ou)的(de)，剛(gang)性(xing)與(yu)彈(dan)性(xing)的(de)耦(ou)合在(zai)于力和力矩的(de)計算，以及飛(fei)行(xing)(xing)器的(de)彈(dan)性(xing)振(zhen)動(dong)信號通過測(ce)量單元(yuan)進入控(kong)制(zhi)回(hui)路。

3.根據權利要求1所述的剛(gang)(gang)彈耦合(he)旋轉飛(fei)行器控制(zhi)方法(fa)，其特征在于(yu)，剛(gang)(gang)彈耦合(he)旋轉飛(fei)行器準飛(fei)行器體坐標系(xi)下(xia)的剛(gang)(gang)體動(dong)力(li)學模型為：

4.根據權(quan)利(li)要求1所述的剛彈耦合旋(xuan)轉(zhuan)飛(fei)(fei)行(xing)器控制方法，其特征在于，剛彈耦合旋(xuan)轉(zhuan)飛(fei)(fei)行(xing)器在飛(fei)(fei)行(xing)器體坐標(biao)系下的彈性(xing)變形動力學模(mo)型為：

5.根據權利要求1所述的(de)剛(gang)(gang)彈(dan)耦合旋(xuan)轉(zhuan)飛(fei)行器控(kong)制(zhi)方法，其特征(zheng)在(zai)于(yu)，對于(yu)剛(gang)(gang)彈(dan)耦合旋(xuan)轉(zhuan)飛(fei)行器測量角(jiao)速度(du)(du)與剛(gang)(gang)體(ti)角(jiao)速度(du)(du)之(zhi)間的(de)轉(zhuan)換模(mo)型(xing)，在(zai)剛(gang)(gang)柔耦合旋(xuan)轉(zhuan)飛(fei)行器的(de)飛(fei)行控(kong)制(zhi)系統(tong)中(zhong)，傳感(gan)器直接測量得(de)到的(de)姿態角(jiao)速度(du)(du)由剛(gang)(gang)體(ti)運動(dong)姿態角(jiao)速度(du)(du)與飛(fei)行器彈(dan)性(xing)變形引起的(de)附加角(jiao)速度(du)(du)組成：

6.根據權利(li)要求1所述的(de)剛彈耦(ou)合旋轉飛行器(qi)控制方(fang)法(fa)，其(qi)特征在于，建立剛彈耦(ou)合旋轉飛行器(qi)控制對象的(de)狀態方(fang)程(cheng)包括：

7.根據權利要(yao)求6所述的剛(gang)彈(dan)耦合旋轉飛(fei)(fei)行(xing)器(qi)(qi)控制方法，其(qi)特(te)征在于，確定剛(gang)彈(dan)耦合旋轉飛(fei)(fei)行(xing)器(qi)(qi)的觀測器(qi)(qi)包(bao)括：

8.根據權利要求1所(suo)述(shu)的剛彈耦合(he)(he)旋(xuan)轉(zhuan)飛行(xing)器控制方法，其特征(zheng)在于，確定剛彈耦合(he)(he)旋(xuan)轉(zhuan)飛行(xing)器的滑模控制律包括(kuo)：

9.根據權利要求8所述的(de)剛彈耦合旋轉飛行器控制(zhi)方法，其(qi)特征在(zai)于，非奇異終端滑(hua)模面s為：

10.根據(ju)權利要求1所述的(de)剛彈耦合(he)旋轉飛行(xing)器(qi)控(kong)制方(fang)法，其特征在(zai)于，建立(li)基于滑模(mo)與(yu)觀測器(qi)的(de)剛彈耦合(he)旋轉飛行(xing)器(qi)控(kong)制律時，將(jiang)滑模(mo)與(yu)觀測器(qi)綜合(he)起來時，將(jiang)估(gu)計出的(de)彈性變(bian)形(xing)作為狀態(tai)變(bian)量進(jin)入控(kong)制回路，或(huo)將(jiang)其作為一種擾動(dong)，用觀測器(qi)進(jin)行(xing)估(gu)計后，以擾動(dong)估(gu)計進(jin)入控(kong)制回路。

技術總結
本發明提出一種基于滑模與觀測器的剛彈耦合旋轉飛行器控制方法，首先建立剛彈耦合旋轉飛行器的剛彈耦合模型、剛體動力學模型、彈性變形動力學模型，并建立測量角速度與剛體角速度之間的轉換模型，然后建立剛彈耦合旋轉飛行器控制對象的狀態方程，最后建立基于滑模與觀測器的剛彈耦合旋轉飛行器的控制律，通過主動控制技術實現旋轉飛行器剛體運動的穩定控制以及彈性變形的振動抑制。本發明解決剛彈耦合旋轉飛行器的彈性變形嚴重影響剛體運動穩定性，常規陷波器或者自適應陷波器難以適應彈性振動頻率與剛體運動頻率接近的情況，從而引起旋轉飛行器姿態系統失穩和結構破壞的問題。

技術研發人員：張旭輝,趙新運,解春雷,汪韌
受保護的技術使用者：中國航天科技創新研究院
技術研發日：
技術公布日：2024/9/19