卫星控制系统H∞控制器的设计及仿真
第31卷 第5期 计 算 机 仿 真 2014年5月
文章编号:1006—9348(2o14)o5—0046—05
卫星控制系统 H∞控制器的设计及仿真
李瑞先。,曹雁峰
(1.山东理工大学交通与车辆工程学院 ,山东淄博 255049;2.山东理工大学计算机科学与技术学院,山东淄博 255049)
摘要:研究挠性卫 星的姿态稳定性问题,利用 H*控制思想设计控制器,来 消除不同的内外界干扰对卫星本身所造成的影 响。针对挠性卫星的姿态控制系统,俯仰角 、滚动角和偏航角及其角速度都是较小的变化量,可以把姿态 系统的运...
第31卷 第5期 计 算 机 仿 真 2014年5月
文章编号:1006—9348(2o14)o5—0046—05
卫星控制系统 H∞控制器的
及仿真
李瑞先。,曹雁峰
(1.山东理工大学交通与车辆工程学院 ,山东淄博 255049;2.山东理工大学计算机科学与技术学院,山东淄博 255049)
摘要:研究挠性卫 星的姿态稳定性问
,利用 H*控制思想设计控制器,来 消除不同的内外界干扰对卫星本身所造成的影 响。针对挠性卫星的姿态控制系统,俯仰角 、滚动角和偏航角及其角速度都是较小的变化量,可以把姿态 系统的运动学方程 以及动力学方程设计成较简单的线性化系统。基于 LMI设计 出姿态系统的输出反馈 H*控制器。并通过大量的仿真,验证 了上述理论的可靠性和合理性。实验结果表明,上面提出的控制器设计思想能够很好地消除外部 空间干扰对卫星姿态稳定
性造成的影响。
关键词:挠性模态;卫星姿态;干扰力矩
中图分类号:V411.8 文献标识码:B
Design ofH Controller for Satellite ControlSystem
LIRui—xian .CAO Yan—feng
(1.SchoolofTransportationandVehicleEngineering,ShandongUniversityofTechnology,ZiboShandong255049,China;
2.CollegeofComputerScienceandTechnology,ShandongUniversity ofTechnology,ZiboShandong255049,China)
ABSTRACT:Thispaperconsiderd the attitude stability ofa lexiblef satellite,and used the thoughtfo Hoe controlto design acontrolerto eliminatethe efectwhich resultsfrom the externaldisturbance forthe satelite.hT e pitch ngle,a
rollangle,yaw ngleaandtheangularvelocitywererelativelysmallamountinalusiontothelexiblefsatelliteatitude
controlsystem.The kinematical equation and dynam ical equation ofthe attitude system Can be designed toa relatively
simple linearsystem according to the above ideas.hT en the optimal outputfeedback H∞ controlerfo the a~itude controlsystem Can be designed based on LMI.hT e mathematical simulation results show thatthe method Can efec—
tively eliminate the impactresulted from the external space disturbance.
KEYW ORDS:Flexible model;Satelite atitude;Disturbance moment
1 引言
在信息化时代的今天,航天事业呈现出高速发展的势 态。伴随而来的是,卫星的设计越来越复杂,对卫星的姿态 指向和稳定控制精度的要求也越来越高。卫星在太空飞行 中要承受来自地球的重力梯度、太阳压力、电磁力矩以及空 气阻力等诸多外部空间干扰。因此,为了设计出具有高精 度、高性能和长寿命等特点的卫星,就须用更合理的控制理
论来消除外空间干扰对卫星姿态稳定性造成的影响。大批
的学者参与了这一问题的研究,提出了较富有成效的思想。 文献[1]提出了静态输出反馈的方法,但它只对一个滚动角 的控制进行了研究,缺乏一般性,也看不出其它两个角和滚 动角的联系。文献 [2]提出了自适应滑模控制的方法,但这 类控制方法易造成系统抖动。文献[3]针对性地分析了各种 可能的外界干扰,对解耦控制和动态补偿控制做了比较和分
收稿 13期:2013—09—06
析。文献[4]针对多输入输出系统,提出了一种可以在有限
时间内收敛到滑模面上,具有鲁棒性的、积分控制的和平滑 的滑动模态控制。
本文研究的卫星附有大型天线支撑臂,且配备大型天线
和太阳帆板。在飞行过程中,由于温差,结构变形等,会引起 力学参数发生较大范围变化。此外,由于前面提到外部干扰
和运动部件引起的内部干扰也会影响姿态控制的精度。所 以,开展鲁棒控制方法 的研究,实现卫星姿态高精度控制是 必须的。由于姿态控制系统是非线性系统,因而,设计控制
器时线性化方法得到了广泛的应用。针对挠性卫星的姿态
控制系统,俯仰角、滚动角和偏航角及其角速度都是较小的 变化量。利用这一思想,可以省略高次小量简化模型的复杂
度,把姿态系统的运动学方程以及动力学方程设计成较简单
的线性化系统。基于LMI设计出姿态系统的输出反馈 H 控 制器。通过大量的仿真,验证了该理论的可靠性和合理性。
实验结果表明,本文提出的控制器设计思想能够很好地消除
46 ·-——
外部空间干扰对卫星姿态稳定性造成的影响。
同时, 、扩、 、 、咖、 ??等二阶小量均近似于
零,得到:
2 卫星姿态控制系统模型
2.1 卫星的运动学模型
?~
卫星按3—1—2转序得到的姿态运动学模型,由卫星轨
【∞: +∞。
道坐标系 So至本体坐标系.s 的转换依次为下面三次旋转:
1)绕 |s 轴逆时针转一偏航角
2)绕
,轴逆时针转一滚动角
3)绕 S 轴逆时针转一俯仰角 0
记 s 绕惯性坐标系S。旋转的绝对角速度矢量为∞ 则
町+2毒 +』 +
0 =0
(5)
有:
其中: =(∞
) 为卫星角速度矢量 , 为卫星惯
(∞ )6= (∞60)6+(A∞)( o
其中A的为转换矩阵:
[立
]为叉乘矩阵;
k,sinOcos~+cossi si
sinOsin~一cosinc0
∞ 叩
∞婶
,cos 0 一8in日sinsi
cosOsi +sinOsiwcos~
A占o l
—cos妒sin
coscos
.
∞
=
,
(
S 为地心惯性坐标系
(∞ )0= ㈠ ,|=\卜一l一‘lIz)一]I
㈢ 瑟三 ] =( ) , =( )
力 : . 萎
●
●
●
al~o+ at20+ a13,d/+口l4
+ a150+ 口I6 +a17
+ als~b +aI9+ Fxl,7l+
叼2+ ? +
Ⅳ
= z
+ z
●
●
●
口2l +a220+口23l +口24
+口25 +口26 +a27~P+a2sI/+ 29+Fyl"01+
田2+? +j Ⅳ'7Ⅳ=z
+7
(6)
●
●
●
a3~~P + a320 + 033I + r上34
+ a350 + 口36l +a37
+ a3s + 口39+ 1叩l+
2+ ?
+
叩
=
+ 7
其中:口l、口l2、?。 口2l、口
?a29;Ⅱ3l、0 ?口39;是把,|和
代人(4)式得到的系数。
●
'01
,2参』
I
'7l
。
,
●
r/2
'12
’72
Fn
Fn
I
.‘..
●
+
:
●
:0(7)
:
:
+
:
+
●
●
●
:
●
:
f
2~/2N
●
F N F N
N
47 -——
(Ⅳo 凇
一, 0
B C D ,因此在矩阵不等式 (20)中,矩阵 Xct和控制器参
o<0),杂问题。
(
≥Du
数矩阵以非线性的方式出现。以下用消元法来解决这一复
定义矩阵 K,使得:
(:)『,AyC+IYlB:AJD-cI孙](Ⅳc:)<一,o0(1)。c。4
: 、 D1,
。
并引进矩阵 A0、B0、Co、一B、C一、Dl2一、 21,使得:
f
1 0
(15) A。:(::),=(),=c。。,
露=(: ) (兰)
ker(【 Dr2】)中任意一组基向量作为列所构成的矩阵,
DI2=(O
Dl2),D2I=
这些矩阵都是由系统(1O)的系数矩阵确定的。则闭环
系统中的各个系数矩阵可以表示成:
Ad = A0+BKC,Bd =Bo+BKD2I,
’ Cot= Co+D12KC,D f D【】+Dl2KD21
定义矩阵
、 、Q的表达形式如下:
,Axd+ A。XB0 c 、
( X+XA凇XBi (Ⅳo:)
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