本發(fā)明屬于航天器姿態(tài)控制，特別涉及一種考慮未知有界輸入時延的航天器姿態(tài)預設(shè)性能控制方法及設(shè)備、計算機存儲介質(zhì)。
背景技術(shù)：
1、航天器的姿態(tài)控制，是指航天器姿態(tài)控制的執(zhí)行機構(gòu)根據(jù)控制律的要求輸出控制力矩，調(diào)整航天器的姿態(tài)直至實現(xiàn)期望姿態(tài)的過程。隨著現(xiàn)代航天事業(yè)的發(fā)展，要求航天器保持良好的姿態(tài)控制性能。然而在實際的物理系統(tǒng)中不可避免的存在系統(tǒng)時延，系統(tǒng)時延會導致系統(tǒng)性能變差，尤其對進行快速姿態(tài)機動的航天器來說，系統(tǒng)時延帶來的影響可能會危及航天器的安全。
2、現(xiàn)有技術(shù)中，通常采用傳統(tǒng)的基于預測或補償?shù)姆椒?，通過估計系統(tǒng)未來狀態(tài)來降低時延的影響?，F(xiàn)有的方法具有以下缺點：
3、（1）現(xiàn)有技術(shù)大多數(shù)考慮的時延均為已知時延，而系統(tǒng)的時延在實際系統(tǒng)中往往是難以獲得的；
4、（2）當前的姿態(tài)控制方法大多只關(guān)注于穩(wěn)態(tài)性能，而忽視姿態(tài)機動過程中的暫態(tài)性能；
5、（3）現(xiàn)有的控制方法中，有些需采用反步法配合以完成控制器的設(shè)計，且穩(wěn)定性分析較為復雜。
6、為了克服現(xiàn)有方法的局限，有必要對考慮未知有界輸入時延的航天器姿態(tài)預設(shè)性能控制方法進行設(shè)計。
技術(shù)實現(xiàn)思路
1、為了解決以上問題，本發(fā)明提供一種考慮未知有界輸入時延的航天器姿態(tài)預設(shè)性能控制方法，能補償由于未知有界輸入時延帶來的誤差，并且能同時滿足航天器姿態(tài)控制的穩(wěn)態(tài)和暫態(tài)性能。
2、具體技術(shù)方案如下：
3、航天器姿態(tài)預設(shè)性能控制方法包括以下步驟：
4、s1.建立考慮未知有界輸入時延的航天器誤差姿態(tài)動力學及運動學模型；
5、s2.構(gòu)造預設(shè)性能函數(shù)，通過預設(shè)性能函數(shù)對航天器的姿態(tài)誤差進行預設(shè)性能約束；引入誤差轉(zhuǎn)換函數(shù)，將有約束的姿態(tài)誤差轉(zhuǎn)換為無約束的誤差；基于所述預設(shè)性能函數(shù)、預設(shè)性能約束、誤差轉(zhuǎn)換函數(shù)，對所述航天器誤差姿態(tài)動力學及運動學模型進行狀態(tài)轉(zhuǎn)換得到關(guān)于狀態(tài)變量的航天器誤差姿態(tài)動力學及運動學模型；
6、s3.引入關(guān)于狀態(tài)變量、時延誤差變量、濾波誤差變量的跟蹤誤差變量；基于跟蹤誤差變量設(shè)計預設(shè)性能控制律，使得姿態(tài)誤差在預設(shè)性能函數(shù)包絡(luò)內(nèi)運動。
7、進一步地，所述步驟s1中，所述航天器誤差姿態(tài)動力學及運動學模型表示為：
8、；
9、其中，為使用改進羅格里德參數(shù)描述的姿態(tài)誤差；
10、的單位矩陣；為角速度誤差；為航天器的慣性矩陣；為航天器角速度；為方向余弦矩陣；為期望角速度；為控制輸入，為航天器系統(tǒng)的輸入時延，滿足，且當時間，；為系統(tǒng)所受的外界干擾。
11、進一步地，所述步驟s2具體包括：
12、構(gòu)造預設(shè)性能函數(shù)為：
13、；
14、其中，分別為姿態(tài)誤差最大超調(diào)值、收斂時間最大值、穩(wěn)態(tài)誤差最大值，，為收斂速率，，且；
15、對姿態(tài)誤差進行預設(shè)性能約束：
16、；
17、其中，的縮寫，的第i個分量；
18、引入誤差轉(zhuǎn)換函數(shù)，表示為：
19、；
20、其中，，設(shè)；基于預設(shè)性能函數(shù)、預設(shè)性能約束、誤差轉(zhuǎn)換函數(shù)，將航天器誤差姿態(tài)動力學及運動學模型轉(zhuǎn)化為關(guān)于狀態(tài)變量的航天器誤差姿態(tài)動力學及運動學模型：
21、；
22、其中，的第i個分量分別為，；，的第i個分量；，，，的單位矩陣；為控制輸入，為航天器系統(tǒng)的輸入時延，滿足，且當時間，；，為系統(tǒng)所受的外界干擾；，，為航天器角速度，為航天器的慣性矩陣，為期望角速度，為角速度誤差，為方向余弦矩陣，。
23、進一步地，所述跟蹤誤差變量為：
24、；
25、其中，為控制增益，且；為狀態(tài)變量，且，的第i個分量，，設(shè)，，為姿態(tài)誤差 e的第?i?個分量，為預設(shè)性能函數(shù)；濾波誤差變量、時延誤差變量表示為：
26、；
27、其中，為控制增益，且；
28、控制律 u表示為：
29、；
30、其中，表示為：
31、；
32、其中，；，為航天器角速度，為航天器的慣性矩陣，為期望角速度，為角速度誤差，為方向余弦矩陣；；；，為3×3的單位矩陣。
33、進一步地，所述方法還包括步驟?s4：
34、s4.檢驗預設(shè)性能控制律的性能；
35、通過選擇控制增益參數(shù)及性能函數(shù)參數(shù)，并設(shè)置輸入時延值及時延上界進行仿真，判斷預設(shè)性能控制律性能；如果性能滿足要求，則設(shè)計結(jié)束；否則，重新調(diào)整參數(shù)，重新進行控制律的性能檢驗，直到性能滿足要求為止。
36、本發(fā)明的另一目的在于提供航天器姿態(tài)預設(shè)性能控制設(shè)備，包括：
37、存儲器，用于存儲計算機程序；
38、處理器，用于執(zhí)行所述計算機程序以實現(xiàn)上述的航天器姿態(tài)預設(shè)性能控制方法的步驟。
39、本發(fā)明的再一目的在于提供一種計算機可讀存儲介質(zhì)，其上存儲有計算機程序，所述計算機程序用于使計算機執(zhí)行上述的航天器姿態(tài)預設(shè)性能控制方法的步驟。
40、與現(xiàn)有技術(shù)相比，上述技術(shù)方案之一或多個技術(shù)方案能達到至少以下有益效果之一：
41、（1）本發(fā)明通過采用引入預設(shè)性能函數(shù)、預設(shè)性能約束、誤差轉(zhuǎn)換函數(shù)的誤差轉(zhuǎn)換方案可以同時完成運動學、動力學模型的誤差轉(zhuǎn)換，無需配合反步法即可完成控制律的設(shè)計；
42、（2）本發(fā)明引入了基于狀態(tài)變量、時延誤差變量、濾波誤差變量的跟蹤誤差變量進行控制律的設(shè)計，穩(wěn)定性分析簡單；
43、（3）本發(fā)明針對考慮未知有界輸入時延條件下的航天器姿態(tài)控制問題設(shè)計了一種預設(shè)性能姿態(tài)控制器，實現(xiàn)了對姿態(tài)誤差的穩(wěn)態(tài)及暫存性能的約束；避免了由于實際工程中出現(xiàn)時延帶來潛在風險，具有姿態(tài)控制可靠性高的優(yōu)點。
1.航天器姿態(tài)預設(shè)性能控制方法，其特征在于，所述方法包括以下步驟：
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的航天器姿態(tài)預設(shè)性能控制方法，其特征在于，所述步驟s1中，所述航天器誤差姿態(tài)動力學及運動學模型表示為：
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的航天器姿態(tài)預設(shè)性能控制方法，其特征在于，所述跟蹤誤差變量為：
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的航天器姿態(tài)預設(shè)性能控制方法，其特征在于，所述方法還包括步驟s4:
5.航天器姿態(tài)預設(shè)性能控制設(shè)備，其特征在于，包括：
6.一種計算機可讀存儲介質(zhì)，其上存儲有計算機程序，其特征在于，所述計算機程序用于使計算機執(zhí)行權(quán)利要求1至4任一所述的航天器姿態(tài)預設(shè)性能控制方法的步驟。