馬鳴宇， 董朝陽， 王青， 周敏

(1. 北京航空航天大學(xué)航空科學(xué)與工程學(xué)院, 北京 100083； 2. 北京電子工程總體研究所， 北京 100854；3. 北京航空航天大學(xué)自動(dòng)化科學(xué)與電氣工程學(xué)院, 北京 100083； 4. 航天系統(tǒng)仿真重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室 北京仿真中心， 北京 100854)

多航天器姿態(tài)協(xié)同是指通過設(shè)計(jì)恰當(dāng)?shù)膮f(xié)同控制律，利用航天器之間的信息交互使得各航天器姿態(tài)保持一致。在航天器控制領(lǐng)域，姿態(tài)協(xié)同具有廣泛的應(yīng)用前景。多顆小衛(wèi)星通過對衛(wèi)星間的相對姿態(tài)進(jìn)行協(xié)調(diào)，可以協(xié)同工作完成復(fù)雜的任務(wù)，具有成本低、研制周期短、應(yīng)用方式靈活等優(yōu)點(diǎn)[1]；在航天器交會(huì)對接、衛(wèi)星捕獲等航天作業(yè)中，姿態(tài)協(xié)同也是一項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)，具有重要的研究意義[2-3]。因此，多航天器系統(tǒng)的協(xié)同控制問題得到越來越多的重視和研究[4-6]。

對于單個(gè)航天器的姿態(tài)控制問題，國內(nèi)外學(xué)者采用自適應(yīng)控制[7]、魯棒控制[8]、滑?？刂芠9]等多種方法進(jìn)行了研究，取得了豐富的研究成果。在上述方法中，航天器的姿態(tài)大多采用的是歐拉角、四元數(shù)[10]或羅格里德參數(shù)模型[11]，在姿態(tài)運(yùn)動(dòng)范圍較小時(shí)可以取得良好效果，但仍存在一定的局限性。歐拉角模型在姿態(tài)角全局范圍變化時(shí)會(huì)出現(xiàn)奇異，導(dǎo)致基于這種方法設(shè)計(jì)的控制器也只適用于某個(gè)范圍內(nèi)；采用四元數(shù)進(jìn)行姿態(tài)表示的方法能夠避免奇異，但其與旋轉(zhuǎn)矩陣的映射不具有唯一性，用于控制時(shí)可能導(dǎo)致姿態(tài)散開，引起系統(tǒng)性能下降[12]；羅格里德參數(shù)模型同樣存在非全局與不唯一性。為了解決這些問題，文獻(xiàn)[13-14]提出了基于特殊正交群(Special Orthogonal Group，SO(3))的姿態(tài)建模與控制方法。SO(3)與旋轉(zhuǎn)矩陣是一一對應(yīng)的，滿足姿態(tài)描述的全局性，相比傳統(tǒng)區(qū)分通道分別設(shè)計(jì)的方法更為統(tǒng)一，且不存在奇異問題。針對個(gè)體控制問題，SO(3)方法已經(jīng)取得了一定的研究和應(yīng)用成果。文獻(xiàn)[14-15]采用旋轉(zhuǎn)矩陣對航天器姿態(tài)進(jìn)行建模，克服了姿態(tài)展開現(xiàn)象。文獻(xiàn)[16]詳細(xì)討論了單剛體的SO(3)姿態(tài)跟蹤控制問題，保證了系統(tǒng)的全局指數(shù)穩(wěn)定性。

另外，在實(shí)際復(fù)雜的環(huán)境中，航天器系統(tǒng)不可避免地會(huì)受到干擾，而干擾會(huì)造成系統(tǒng)的穩(wěn)定性能和協(xié)同效果下降。文獻(xiàn)[17-18]分別考慮了存在執(zhí)行器安裝偏差和不確定性情形，提出了航天器魯棒控制方法，屬于對干擾的被動(dòng)抑制。針對干擾的主動(dòng)抑制控制，以擴(kuò)張狀態(tài)觀測器(Extended State Observer, ESO)為核心的自抗擾控制方法近年來得到越來越多的關(guān)注。ESO將系統(tǒng)的不確定性和干擾等效為總干擾，以其作為擴(kuò)張狀態(tài)進(jìn)行實(shí)時(shí)估計(jì)，進(jìn)而在控制器設(shè)計(jì)中可以針對系統(tǒng)的總干擾進(jìn)行補(bǔ)償，提高系統(tǒng)的抗干擾能力。ESO的穩(wěn)定性分析相對復(fù)雜，目前主要基于Lyapunov理論開展。文獻(xiàn)[19]證明了可以通過嚴(yán)格構(gòu)造Lyapunov函數(shù)完成對常值增益的線性ESO的收斂性分析。而對于非線性ESO則需要假設(shè)Lyapunov函數(shù)存在[20]，不便于控制器設(shè)計(jì)和穩(wěn)定性分析。因此在后續(xù)研究中，線性ESO已經(jīng)得到了一定的實(shí)際應(yīng)用[21-23]。但需要注意的是，線性常值增益ESO在初值和系統(tǒng)初值不一致時(shí)，經(jīng)常會(huì)出現(xiàn)峰化現(xiàn)象(peaking phenomenon)[24-25]，對系統(tǒng)造成不利影響。

相比單個(gè)航天器，多航天器控制系統(tǒng)更為復(fù)雜[26]。而對于多航天器系統(tǒng)的SO(3)建模、ESO設(shè)計(jì)以及協(xié)同控制問題，目前研究還比較有限。除了個(gè)體動(dòng)力學(xué)外，航天器之間的通信拓?fù)湟矔?huì)對系統(tǒng)的整體行為產(chǎn)生影響。在多航天器SO(3)控制中，需要根據(jù)拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)恰當(dāng)?shù)腟O(3)形式的協(xié)同指令。同時(shí)，由于SO(3)模型中姿態(tài)采用矩陣而非向量表示，因此針對SO(3)模型的ESO也需要重新設(shè)計(jì)和分析。

考慮到上述問題，本文將SO(3)姿態(tài)描述引入到多航天器系統(tǒng)，結(jié)合航天器之間的有向通信拓?fù)浣⑵鋮f(xié)同控制模型。在此SO(3)模型上設(shè)計(jì)了一種時(shí)變增益ESO對系統(tǒng)的總干擾進(jìn)行估計(jì)，在保證觀測誤差收斂的同時(shí)，削弱常值ESO的峰化現(xiàn)象。進(jìn)一步，利用相鄰航天器的信息構(gòu)造了SO(3)形式的協(xié)同控制指令，并設(shè)計(jì)了對應(yīng)的協(xié)同控制器，從理論上證明了閉環(huán)系統(tǒng)的穩(wěn)定性，所提出的方法能夠?qū)崿F(xiàn)干擾情形下多航天器系統(tǒng)的有效協(xié)同。以5個(gè)包含不同干擾和不確定性的航天器系統(tǒng)進(jìn)行了仿真，驗(yàn)證了理論分析結(jié)果。

1 多航天器姿態(tài)模型建立

1.1 航天器姿態(tài)SO(3)模型

在三維空間中，姿態(tài)代表了航天器本體坐標(biāo)系與慣性坐標(biāo)系之間的旋轉(zhuǎn)關(guān)系，而坐標(biāo)系之間的旋轉(zhuǎn)變換可以用一個(gè)正交變換矩陣R來表示，所有的正交變換矩陣構(gòu)成了SO(3)群：

SO(3)={R∈R3×3|RRT=I3,detR=1}

(1)

任意姿態(tài)都與特定矩陣R∈SO(3)一一對應(yīng)。因此，可以考慮采用SO(3)中對應(yīng)的元素R來表示航天器的姿態(tài)。令Ω=[ω1ω2ω3]T，定義運(yùn)算

(2)

為hat映射。hat映射的逆運(yùn)算∨稱為vee映射，其將任意三維反對稱陣映射為三維向量，即

(3)

(4)

對式(4)進(jìn)行展開后處理可得

(5)

(6)

對于干擾di，有如下假設(shè)[19-20]。

1.2 多航天器通信拓?fù)涿枋?/h3>

2 線性時(shí)變增益ESO設(shè)計(jì)

(7)

(8)

對于式(8)所示系統(tǒng)，考慮設(shè)計(jì)以下形式的ESO：

(9)

式中：Lki(t)=diag{lki(t),lki(t),lki(t)}，lki(t)為時(shí)變增益系數(shù)，k=1,2,3。

(10)

(11)

為了分析系統(tǒng)式(11)的穩(wěn)定性，將其轉(zhuǎn)換為標(biāo)準(zhǔn)型：

(12)

式中：

其中：aki(t)為與lki(t)有關(guān)的函數(shù)，且滿足以下假設(shè)。

假設(shè)3aki(t)有界且三階連續(xù)可導(dǎo)，k=1, 2,3。

(13)

同理，與系統(tǒng)式(12)對應(yīng)的可控性矩陣為

(14)

則系統(tǒng)式(11)到系統(tǒng)式(12)的坐標(biāo)變換矩陣為

(15)

(16)

(17)

由Fi(t)、bi和bci的表達(dá)式以及式(17)中的第1個(gè)式子可以得出：

(18)

由式(18)可知，lki(t)能夠表示為aki(t)的函數(shù)，即可以通過設(shè)計(jì)aki(t)來保證系統(tǒng)式(12)穩(wěn)定，進(jìn)而保證ESO的穩(wěn)定性。在確定合適的aki(t)后，ESO的參數(shù)也隨之確定。于是，考慮與系統(tǒng)式(12)對應(yīng)的PD特征值和SD特征值分別為ρki(t)和μki(t)[25,27]，定義：

T0i(t)=T1i(t)=1

(19)

(20)

T3i(t)=

(21)

則有如下關(guān)系成立：

(22)

引理1設(shè)ρki(t)為實(shí)數(shù)且滿足如下條件:

1)ρki(t)有界且三階連續(xù)可導(dǎo)；

2) 由式(19)～式(22)得到的aki(t)滿足假設(shè)3；

3) 存在常數(shù)c>0，使得ρki(t)≤-c<0。

(23)

(24)

考慮χci和χi系統(tǒng)的狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣分別為Φχci(t,t0)和Φχi(t,t0)，同理可得

(25)

(26)

(27)

(28)

從而證明了χi和χci是指數(shù)穩(wěn)定的。

證畢

在此基礎(chǔ)上，關(guān)于觀測誤差的穩(wěn)定性有如下定理成立。

Azi(t)χzi

(29)

式中：

Azi(t)=

(30)

由此可知：

(31)

(32)

易知存在常數(shù)c2>0，使得

(33)

再根據(jù)Pzi(t)的性質(zhì)可知，存在正常數(shù)c3、c4和c5使得：

(34)

從而有

(35)

(36)

(37)

將式(37)代入式(36)，則有

(38)

(39)

最終得到

(40)

證畢

注1定理1在引理1的基礎(chǔ)上分析了時(shí)變增益ESO的收斂性。若ρki(t)取1/ε的同階量，則觀測誤差有界且趨于ε的同階量。同時(shí)，在ρki(t)確定后，通過式(18)和式(22)可以計(jì)算得到ESO增益lki(t)。

3 SO(3)協(xié)同控制器設(shè)計(jì)

(41)

(42)

(43)

在姿態(tài)指令信號(hào)Rdi的基礎(chǔ)上，定義SO(3)中的相對姿態(tài)誤差和角速度誤差分別為

(44)

(45)

(46)

根據(jù)式(45)和式(46)，航天器i的誤差方程可以表示為

(47)

(48)

4 閉環(huán)系統(tǒng)協(xié)同控制穩(wěn)定性分析

證明選取閉環(huán)系統(tǒng)的Lyapunov函數(shù)為

(49)

首先證明V4的正定性。易知

(50)

(51)

(52)

(53)

進(jìn)一步，考慮式(49)中Ψ(Ri,Rdi)對時(shí)間t的導(dǎo)數(shù)：

(54)

(55)

結(jié)合式(54)、式(55)對V5(ηi)求導(dǎo)可得

(56)

式中：

(57)

同時(shí)，根據(jù)前述的分析可知：

(58)

進(jìn)一步，根據(jù)Young不等式，有

(59)

(60)

將上述結(jié)果代入式(56)中可得

(61)

式中：

(62)

(63)

(64)

(65)

(66)

(67)

證畢

注2通過航天器模型式(4)和控制器式(48)設(shè)計(jì)過程可以看出，本文提出的SO(3)協(xié)同控制方法允許各航天器具有不同的總體和控制參數(shù)，即適用于航天器異構(gòu)的情況，有利于本文方法在工程中的應(yīng)用。

5 仿真驗(yàn)證

表1 航天器初始條件和參數(shù)

在協(xié)同控制器設(shè)計(jì)與仿真中，均采用R矩陣對航天器姿態(tài)進(jìn)行描述，并基于SO(3)方法完成上述過程。為了便于結(jié)果呈現(xiàn)，本文在仿真結(jié)果圖中將R轉(zhuǎn)換為姿態(tài)角度進(jìn)行表示。圖2給出了多個(gè)航天器的俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)角度隨時(shí)間變化曲線?？梢钥闯觯诖嬖诟蓴_的情況下，多航天器系統(tǒng)能夠以較快的速度實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定的協(xié)同，控制效果良好。

圖1 航天器通信拓?fù)銯ig.1 Communication topology of spacecraft

圖2 多航天器姿態(tài)角變化曲線Fig.2 Variation curves of attitude angles of multiple spacecraft

圖3 考慮干擾補(bǔ)償?shù)目刂屏?航天器4)Fig.3 Control moment with disturbance compensation (Spacecraft 4)

進(jìn)一步，為了定量描述各航天器姿態(tài)協(xié)同收斂情況，對比說明本文基于SO(3)方法的控制效果，定義：

(68)

式中：qi=ri-r1，ri=[φiψiγi]T，φi、ψi和γi分別為航天器的俯仰角、偏航角和滾轉(zhuǎn)角。

根據(jù)Q的定義可知，若Q趨于0，則表示多航天器實(shí)現(xiàn)了姿態(tài)協(xié)同。在相同初始條件與ESO參數(shù)的情況下，文獻(xiàn)[10]采用四元數(shù)模型，文獻(xiàn)[11]使用羅格里德參數(shù)。從圖5可以看出，文獻(xiàn)[10]方法和文獻(xiàn)[11]方法的Q值收斂到1°的時(shí)刻分別為10.87 s和7.26 s，而本文方法為5.88 s，驗(yàn)證了本文方法的有效性和快速性。

圖4 控制力矩范數(shù)對比曲線Fig.4 Comparative curves of norms of control moment

圖5 不同方法Q值變化對比曲線Fig.5 Comparative curves of Q with different methods

6 結(jié) 論

本文針對存在干擾情形下的多航天器系統(tǒng)，對其協(xié)同控制問題進(jìn)行了研究。

1) SO(3)能夠從整體的角度對姿態(tài)進(jìn)行描述，結(jié)合有向通信拓?fù)浣⒘硕嗪教炱鱏O(3)控制模型，并以此提出了相應(yīng)的控制策略?；赟O(3)方法的協(xié)同控制是可行的。

2) 模型不確定性和外部干擾可以等效為系統(tǒng)的總干擾。在此情形下，設(shè)計(jì)了適用于SO(3)模型的線性時(shí)變增益ESO，所提出的時(shí)變增益ESO能夠完成對干擾的有效估計(jì)。相比常值增益ESO，時(shí)變增益ESO可以削弱峰化現(xiàn)象，降低了對控制力矩大小的需求。

3) 設(shè)計(jì)了SO(3)形式的協(xié)同指令，結(jié)合ESO可以對干擾進(jìn)行觀測并在控制器中補(bǔ)償，保證干擾情形下多航天器的協(xié)同控制效果。本文給出了穩(wěn)定性證明過程。

4) 仿真算例結(jié)果表明，多航天器系統(tǒng)能夠?qū)崿F(xiàn)穩(wěn)定協(xié)同，驗(yàn)證了本文方法的有效性和快速性。