姿態(tài)穩(wěn)定控制器擇優(yōu)評(píng)價(jià)體系構(gòu)建

殷春武, 侯明善, 李明翔

(西北工業(yè)大學(xué)自動(dòng)化學(xué)院, 陜西 西安 710129)

?

姿態(tài)穩(wěn)定控制器擇優(yōu)評(píng)價(jià)體系構(gòu)建

殷春武, 侯明善, 李明翔

(西北工業(yè)大學(xué)自動(dòng)化學(xué)院, 陜西 西安 710129)

摘要：針對(duì)航天器總體設(shè)計(jì)過程中姿態(tài)穩(wěn)定控制器的選擇問題,構(gòu)建了一套基于群決策的姿態(tài)控制器擇優(yōu)評(píng)價(jià)體系,并給出度量評(píng)價(jià)結(jié)果可靠性的可靠度指標(biāo)。構(gòu)建了基于控制器魯棒性、控制力矩、參數(shù)敏感性、控制器復(fù)雜度和收斂速度的姿態(tài)控制器擇優(yōu)評(píng)價(jià)指標(biāo)體系,采用同時(shí)融合多種賦權(quán)法優(yōu)勢(shì)的有序加權(quán)(ordered weighted averaging, OWA)組合賦權(quán)法確定指標(biāo)權(quán)重,給出一種群組專家參與的區(qū)間型姿態(tài)穩(wěn)定控制器擇優(yōu)評(píng)價(jià)方法,并定義了基于區(qū)間分析的評(píng)價(jià)結(jié)果可靠度定量描述指標(biāo)。實(shí)例分析了航天器總體設(shè)計(jì)過程中的姿態(tài)穩(wěn)定控制器擇優(yōu)評(píng)價(jià)過程,驗(yàn)證了控制器擇優(yōu)評(píng)價(jià)體系的有效性和評(píng)價(jià)結(jié)果的高可靠度,豐富了決策理論,增強(qiáng)了決策者信心。

關(guān)鍵詞：總體設(shè)計(jì); 姿態(tài)控制; 多屬性決策; 區(qū)間數(shù); 可靠度

0引言

姿態(tài)穩(wěn)定控制器是保證航天器在軌安全運(yùn)行和完成航天任務(wù)的關(guān)鍵部件,根據(jù)航天器及其執(zhí)行機(jī)構(gòu)的物理特性和運(yùn)行軌道要求,設(shè)計(jì)一套魯棒性強(qiáng)、可靠度高、適應(yīng)性好的姿態(tài)穩(wěn)定控制器是航天器總體設(shè)計(jì)過程中所面臨并必須解決好一項(xiàng)重要技術(shù)。隨著控制技術(shù)的不斷發(fā)展,航天器姿態(tài)穩(wěn)定控制器的設(shè)計(jì)方法和控制策略不斷被提出,如何從眾多的姿態(tài)穩(wěn)定控制策略中選擇一種最合適的控制策略作為航天器姿態(tài)穩(wěn)定控制器是航天器總體設(shè)計(jì)過程中面臨的一個(gè)重要問題。因此,建立一套科學(xué)、合理的姿態(tài)穩(wěn)定控制策略擇優(yōu)評(píng)價(jià)體系在航天器總體設(shè)計(jì)過程中具有重要的實(shí)際應(yīng)用價(jià)值。

航天器總體設(shè)計(jì)中重要分支的姿態(tài)穩(wěn)定控制器設(shè)計(jì)一直是航天領(lǐng)域的研究熱點(diǎn),航天器姿態(tài)穩(wěn)定控制器的設(shè)計(jì)隨著控制理論的發(fā)展不斷改進(jìn),從最初的經(jīng)典線性控制方法逐漸發(fā)展到以非線性控制為主的先進(jìn)姿態(tài)控制方法。早期的姿態(tài)穩(wěn)定控制是基于小攝動(dòng)原理對(duì)姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程線性化,再采用經(jīng)典線性控制方法設(shè)計(jì)姿態(tài)控制器,對(duì)線性化后的航天器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程控制方法,主要有區(qū)域極點(diǎn)配置、H2最優(yōu)控制、H∞魯棒控制、H2/H∞混合控制、PD控制,文獻(xiàn)[1]數(shù)值仿真并對(duì)比分析了這些經(jīng)典線性控制方法在姿態(tài)控制中的優(yōu)劣性;隨著控制精度要求的提升以及航天器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程本身的非線性,逆控制、反演控制、自適應(yīng)控制、滑?？刂?、智能控制等非線性控制方法逐漸被應(yīng)用到航天器姿態(tài)控制中。姿態(tài)控制器設(shè)計(jì)策略的增多導(dǎo)致總體設(shè)計(jì)過程中控制器選擇的盲目性,但關(guān)于姿態(tài)穩(wěn)定控制器擇優(yōu)評(píng)價(jià)方面的研究成果很少。因此,建立一套科學(xué)的姿態(tài)控制器擇優(yōu)評(píng)價(jià)機(jī)制是現(xiàn)階段必須解決的問題。

航天器總體設(shè)計(jì)過程的最優(yōu)姿態(tài)控制策略選擇問題其實(shí)是一個(gè)多屬性決策問題。多屬性決策主要包含評(píng)價(jià)指標(biāo)體系、指標(biāo)權(quán)重確定、評(píng)價(jià)標(biāo)度選擇和評(píng)價(jià)方法4部分。多年的理論和實(shí)際應(yīng)用研究,使多屬性決策理論和方法成果很豐富,但關(guān)于多屬性決策結(jié)果的可靠性定量描述的研究很少。因此,針對(duì)航天器總體設(shè)計(jì)中的最優(yōu)姿態(tài)穩(wěn)定控制器擇優(yōu)評(píng)價(jià)問題,本文將從多屬性決策的角度構(gòu)建一套科學(xué)的控制器擇優(yōu)評(píng)價(jià)體系,并給出評(píng)價(jià)結(jié)果的可靠性定量度量指標(biāo),豐富姿態(tài)控制器擇優(yōu)評(píng)價(jià)理論體系,提升決策者的決策信心。

1姿態(tài)控制器擇優(yōu)評(píng)價(jià)指標(biāo)體系

1.1評(píng)價(jià)指標(biāo)體系

評(píng)價(jià)指標(biāo)集是航天器姿態(tài)控制器擇優(yōu)評(píng)價(jià)的基礎(chǔ),在設(shè)計(jì)姿態(tài)控制器擇優(yōu)評(píng)價(jià)指標(biāo)體系的過程中,應(yīng)該遵照評(píng)價(jià)指標(biāo)體系設(shè)計(jì)中的明確性原則、可衡量性原則、可接受性原則、實(shí)際性原則和時(shí)限性原則,結(jié)合航天器姿態(tài)穩(wěn)定控制器設(shè)計(jì)過程中的實(shí)際問題來(lái)構(gòu)建姿態(tài)穩(wěn)定控制器擇優(yōu)評(píng)價(jià)指標(biāo)體系。利用文獻(xiàn)調(diào)查法對(duì)航天器姿態(tài)穩(wěn)定控制器所要達(dá)到的目的進(jìn)行分析和總結(jié),并結(jié)合航天器姿態(tài)控制實(shí)際需求,確定如下姿態(tài)穩(wěn)定控制器擇優(yōu)評(píng)價(jià)指標(biāo)集合:

(1) 系統(tǒng)魯棒性:閉環(huán)系統(tǒng)魯棒性主要包含對(duì)系統(tǒng)參數(shù)攝動(dòng)的魯棒性和外部干擾的魯棒性;最初的魯棒控制器主要用來(lái)抵消有界外部環(huán)境干擾的影響[2-3],很多經(jīng)典控制方法均是針對(duì)外部環(huán)境干擾的魯棒控制;隨后對(duì)系統(tǒng)存在有界內(nèi)部參數(shù)攝動(dòng)的魯棒控制器設(shè)計(jì)被重視,具有攝動(dòng)不變性的滑?？刂芠4-5]被廣泛的應(yīng)用于解決有界內(nèi)部參數(shù)攝動(dòng)的魯棒控制器的設(shè)計(jì);隨著航天器執(zhí)行任務(wù)復(fù)雜度的增加,特別是在軌捕獲非合作目標(biāo)的需要,使得系統(tǒng)內(nèi)部參數(shù)攝動(dòng)上界未知的航天器姿態(tài)穩(wěn)定控制器設(shè)計(jì)成為現(xiàn)在的研究熱點(diǎn)問題,自適應(yīng)技術(shù)[6-7]和智能逼近技術(shù)[8-9]常用來(lái)解決內(nèi)部參數(shù)攝動(dòng)上界未知的航天器姿態(tài)穩(wěn)定控制器設(shè)計(jì)。

(2) 控制力矩 :主要包含所設(shè)計(jì)控制器的控制力矩量級(jí)大小,控制輸入力矩是否滿足執(zhí)行機(jī)構(gòu)的物理需要,控制過程中是否出現(xiàn)抖振現(xiàn)象。最初的姿態(tài)穩(wěn)定控制器設(shè)計(jì)很少考慮控制力矩的量級(jí)大小,以致有的控制輸入量級(jí)達(dá)到104(N·m)[6],完全超出了航天器執(zhí)行機(jī)構(gòu)提供的能量限制。因此,在執(zhí)行機(jī)構(gòu)的飽和約束[10]下的姿態(tài)穩(wěn)定控制成為近年來(lái)的研究熱點(diǎn)?；Ｗ兘Y(jié)構(gòu)因其攝動(dòng)不變性和變結(jié)構(gòu)控制的良好性能，近年來(lái)被廣泛的應(yīng)用于姿態(tài)穩(wěn)定控制,但其存在的抖振現(xiàn)象使得執(zhí)行器成為bang-bang控制,不利于執(zhí)行器物理實(shí)現(xiàn),長(zhǎng)期如此還會(huì)造成執(zhí)行器的物理?yè)p傷。因此,去抖振[11]成為滑?？刂评碚撗芯康囊粋€(gè)重要環(huán)節(jié)。

(3) 參數(shù)敏感性:主要是指所設(shè)計(jì)的控制器中控制參數(shù)的多少,以及閉環(huán)系統(tǒng)對(duì)系統(tǒng)參數(shù)變化的敏感性。為了提升姿態(tài)控制性能,在控制器設(shè)計(jì)過程中會(huì)增加一些調(diào)節(jié)參數(shù)或控制增益參數(shù),但有些控制器對(duì)參數(shù)設(shè)置很敏感,不恰當(dāng)?shù)膮?shù)設(shè)置甚至?xí)?dǎo)致系統(tǒng)不穩(wěn)定。因此,控制器設(shè)計(jì)過程中很大的精力均耗費(fèi)在選擇一組合適的控制參數(shù),經(jīng)驗(yàn)法和智能算法逐漸被引入到控制器參數(shù)尋優(yōu)求解過程中。

(4) 控制器復(fù)雜性:主要是指控制器結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性,較復(fù)雜的控制器,運(yùn)算步驟多,占用內(nèi)存大,往往會(huì)導(dǎo)致系統(tǒng)控制輸入延遲,影響控制性能。同時(shí),在物理電路設(shè)計(jì)中的節(jié)點(diǎn)增多,也會(huì)增加故障出現(xiàn)的機(jī)率和航天器的負(fù)重。

(5) 姿態(tài)穩(wěn)定收斂速度:主要是閉環(huán)系統(tǒng)最終穩(wěn)定的時(shí)間長(zhǎng)短。在有些航天任務(wù)中對(duì)航天器的穩(wěn)定時(shí)間有限制[4],要求航天器在有限時(shí)間內(nèi)達(dá)到快速穩(wěn)定,否則可能威脅到航天器的安全運(yùn)行。因此,姿態(tài)穩(wěn)定控制時(shí)間也是一個(gè)需要考慮的因素。

1.2評(píng)價(jià)指標(biāo)的OWA組合權(quán)重確定方法

姿態(tài)控制器擇優(yōu)評(píng)價(jià)指標(biāo)的重要性各不相同,在控制器擇優(yōu)評(píng)價(jià)過程中,應(yīng)該對(duì)每個(gè)指標(biāo)的重要性進(jìn)行區(qū)分,即確定出每個(gè)指標(biāo)的權(quán)重。指標(biāo)權(quán)重確定方法總體可以分為以經(jīng)驗(yàn)為主的主觀賦權(quán)法和以數(shù)據(jù)分析為主的客觀賦權(quán)法[11],為綜合利用專家經(jīng)驗(yàn)和客觀數(shù)據(jù)規(guī)律,組合賦權(quán)法被提出并廣泛應(yīng)用于指標(biāo)權(quán)重確定?？刂破鲹駜?yōu)評(píng)價(jià)指標(biāo)權(quán)重確定過程中,考慮到各種主、客觀賦權(quán)法均有自身的優(yōu)勢(shì)和不足,本文選擇多種指標(biāo)權(quán)重確定方法,利用如定義1所給的有序加權(quán)算子對(duì)所選指標(biāo)權(quán)重確定方法進(jìn)行集結(jié),給出一種綜合“大多數(shù)”指標(biāo)權(quán)重確定方法優(yōu)勢(shì)的組合賦權(quán)法。

(1)

(2)

式中,參數(shù)一般設(shè)為(a,b)=(0.3,0.8),表示取n個(gè)位置中“大多數(shù)”位置作為有用位置。

從主觀賦權(quán)法和客觀賦權(quán)法中共選擇n種指標(biāo)權(quán)重確定方法,設(shè)第i種賦權(quán)法得到的控制器擇優(yōu)評(píng)價(jià)指標(biāo)權(quán)重向量為

ωi=(ωi1,ωi2,…,ωi5)T, i=1,2,…,n

(3)

采用OWA算子對(duì)n種指標(biāo)權(quán)重集結(jié),得到控制器擇優(yōu)評(píng)價(jià)指標(biāo)OWA組合權(quán)重向量為

w=(w1,w2,…,w5)T

(4)

2姿態(tài)控制器擇優(yōu)評(píng)價(jià)方法和可靠度分析

(5)

2.1評(píng)價(jià)信息獲取方式和評(píng)價(jià)方法

設(shè)在航天器總體設(shè)計(jì)中存在m種姿態(tài)控制器設(shè)計(jì)策略,為選擇最優(yōu)的姿態(tài)控制策略應(yīng)用于航天器姿態(tài)穩(wěn)定控制,數(shù)值仿真m種控制器的姿態(tài)控制效果,并聘請(qǐng)群組專家根據(jù)控制器仿真結(jié)果進(jìn)行評(píng)價(jià),記最終評(píng)價(jià)矩陣為

(6)

綜合考慮每個(gè)評(píng)價(jià)指標(biāo)的重要性,利用加權(quán)平均法融合每個(gè)姿態(tài)控制器的評(píng)價(jià)信息,其中第i(i=1,2,…,m)個(gè)控制器設(shè)計(jì)策略的指標(biāo)加權(quán)綜合評(píng)價(jià)值為

(7)

為實(shí)現(xiàn)區(qū)間型加權(quán)綜合評(píng)價(jià)值的排序和擇優(yōu),采用如定義2所給的比較度公式,對(duì)m個(gè)區(qū)間數(shù)zi進(jìn)行兩兩比較,得到區(qū)間數(shù)比較矩陣

(8)

對(duì)比較矩陣P按行取均值,即可得到姿態(tài)控制器設(shè)計(jì)策略擇優(yōu)評(píng)價(jià)指標(biāo)[13]為

(9)

擇優(yōu)標(biāo)準(zhǔn)為:δi越大,對(duì)應(yīng)的姿態(tài)控制器設(shè)計(jì)策略越優(yōu),選擇δi中最大值對(duì)應(yīng)的姿態(tài)控制策略作為航天器總體設(shè)計(jì)中的姿態(tài)穩(wěn)定控制器。

2.2評(píng)價(jià)結(jié)果可靠度指標(biāo)

現(xiàn)有學(xué)者大都集中于決策方法的理論研究,很少關(guān)注決策結(jié)果的可靠度評(píng)價(jià)。實(shí)際決策過程中,決策方法的選擇和最終決策結(jié)果是否可用應(yīng)該被重視。針對(duì)本文姿態(tài)控制器擇優(yōu)評(píng)價(jià)結(jié)果的可靠性問題,在文獻(xiàn)[14]的啟發(fā)下,給出一種用以度量評(píng)價(jià)結(jié)果可靠度的指標(biāo)。

(10)

則區(qū)間變量[x-,x+]和不確定性參數(shù)x可表示為

[x-,x+]=Xc+XdΔ, x=Xc+Xdr

(11)

η=f(x1,x2,…,xn)

(12)

記不確定變量η的均值和偏差分別為ηc,ηd,則有

(13)

(14)

當(dāng)σ>1時(shí),則認(rèn)為該評(píng)價(jià)結(jié)果是可靠的。σ比“1”越大,則對(duì)應(yīng)的評(píng)價(jià)結(jié)果越可靠。

(15)

則不確定變量η的均值和偏差分別為

(16)

對(duì)存在多個(gè)評(píng)價(jià)結(jié)果的可靠性問題,設(shè)第i(i=1,2,…,n)個(gè)評(píng)價(jià)結(jié)果的可靠度指標(biāo)為σi(i=1,2,…,n),則總體可靠度指標(biāo)為

σ*=min{σ1,σ2,…,σn}

(17)

3姿態(tài)控制器擇優(yōu)實(shí)證分析

考慮外部環(huán)境干擾的剛體航天器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程[15]為

(18)

式中,J=JT∈R3×3為轉(zhuǎn)動(dòng)慣量矩陣;ω∈R3為角速度矢量在體坐標(biāo)系F下的表示;u∈R3為控制力矩矢量;d∈R3為外部干擾力矩矢量且有界,即‖d‖≤D,這里D為干擾最大值。ω×為矢量ω=[ω1,ω2,ω3]T的反對(duì)稱矩陣

(19)

(20)

(21)

(22)

(23)

(24)

(25)

(4) 反演滑?？刂破?/p>

(26)

(27)

(5) 適應(yīng)滑?？刂破?/p>

(28)　　聘請(qǐng)專家組對(duì)這5種姿態(tài)控制器進(jìn)行數(shù)值仿真和擇優(yōu)評(píng)價(jià),為忽略成本指標(biāo)和效益指標(biāo)的區(qū)分,采用百分制評(píng)價(jià),指標(biāo)性能越優(yōu)對(duì)應(yīng)分值越高,使最終評(píng)價(jià)結(jié)果形成效益性指標(biāo)。對(duì)群組專家評(píng)價(jià)結(jié)果統(tǒng)計(jì)后得到群組專家對(duì)5種控制器的評(píng)價(jià)結(jié)果如表1所示。

不同類型的航天器,對(duì)姿態(tài)穩(wěn)定控制器的要求也不一樣,導(dǎo)致對(duì)姿態(tài)穩(wěn)定控制影響因素的重視程度也各不相同,應(yīng)該根據(jù)實(shí)際航天器類型確定評(píng)價(jià)指標(biāo)的權(quán)重。本文采用5種不同的賦權(quán)法確定指標(biāo)權(quán)重向量,計(jì)算5種賦權(quán)法的位置權(quán)重向量為λ=(0, 0.40, 0.50, 0.10, 0)T,利用OWA算子對(duì)單一賦權(quán)法得到的權(quán)重加權(quán)組合,具體權(quán)重向量如表2所示。

表2　評(píng)價(jià)指標(biāo)權(quán)重信息

對(duì)5種控制器設(shè)計(jì)策略進(jìn)行指標(biāo)加權(quán),得到加權(quán)后的綜合評(píng)價(jià)結(jié)果為

(29)

利用區(qū)間數(shù)比較公式計(jì)算比較度矩陣為

(30)

則最終的排序指標(biāo)向量為

δ=(0.116 2,0.283 3,0.350 5,0.837 4,0.912 6)T

(31)

通過對(duì)排序指標(biāo)的大小比較,最終選擇第5種控制器設(shè)計(jì)策略作為航天器的姿態(tài)穩(wěn)定控制器設(shè)計(jì)方案。為了說(shuō)明該評(píng)價(jià)結(jié)果的可靠度,首先計(jì)算每個(gè)控制策略的可靠度指標(biāo)為

σ=(15.202 1,18.073 2,17.634 5,18.685 7,22.737 0)T

(32)

則總體評(píng)價(jià)結(jié)果可靠度為

(33)

式中，σ*?1,說(shuō)明本文評(píng)價(jià)結(jié)果的可靠度很高,評(píng)價(jià)結(jié)果可信。通過實(shí)際的控制器性能比較也可以看出,第5種控制器設(shè)計(jì)策略在占據(jù)權(quán)重比較大的魯棒性、控制力矩和參數(shù)敏感性方面的評(píng)價(jià)均較其他4種控制策略要優(yōu),使得該控制器無(wú)論是在參數(shù)設(shè)計(jì)上還是保證系統(tǒng)的魯棒性方面均有較好的性能。因此,最優(yōu)控制器是第5種控制器的評(píng)價(jià)結(jié)果是合理的。

4結(jié)論

從眾多姿態(tài)穩(wěn)定控制策略中選擇最優(yōu)的姿態(tài)穩(wěn)定控制器構(gòu)成航天器的控制系統(tǒng),對(duì)提升控制器設(shè)計(jì)速度、延長(zhǎng)航天器壽命、保障航天器安全運(yùn)行并順利完成航天任務(wù)具有重要的意義。本文針對(duì)總體設(shè)計(jì)中缺乏統(tǒng)一的航天器姿態(tài)穩(wěn)定控制器擇優(yōu)評(píng)價(jià)體系的問題,結(jié)合航天器姿態(tài)穩(wěn)定控制目的和航天器實(shí)際物理約束,構(gòu)建了姿態(tài)控制器評(píng)價(jià)指標(biāo)體系,并基于大多數(shù)原則利用有序加權(quán)算子集結(jié)多種主、客觀指標(biāo)權(quán)重,獲得姿態(tài)控制器評(píng)價(jià)指標(biāo)的OWA組合權(quán)重,最后給出群組專家參與的姿態(tài)控制器擇優(yōu)評(píng)價(jià)方法,體現(xiàn)了控制器擇優(yōu)過程的公平、公證和客觀性。為描述擇優(yōu)評(píng)價(jià)結(jié)果是否可靠,本文給出基于區(qū)間分析的定量描述評(píng)價(jià)結(jié)果可靠性的可靠度指標(biāo),該指標(biāo)不僅能有效評(píng)價(jià)決策方法和結(jié)果的可靠度,還能增強(qiáng)決策者的決策信心,豐富了多屬性決策的理論研究。通過對(duì)總體設(shè)計(jì)中航天器姿態(tài)穩(wěn)定控制器擇優(yōu)評(píng)價(jià)實(shí)證分析,顯示了本文擇優(yōu)評(píng)價(jià)體系的可行性和科學(xué)性。

參考文獻(xiàn)：

[1] Won C W. Comparative study of various control methods for attitude control of a LEO satellite1[J].AerospaceScienceandTechnology, 1999(5):323-333.

[2] Yang C D, Sun Y P. Mixed H2/ H∞state-feedback design for microsatellite attitude control[J].ControlEngineeringPractice, 2002 (10): 951-970.

[3] Nagashio T, Kida T, Ohtani T, et al. Design and implementation of robust symmetric attitude controller for ETS-VⅢ spacecraft[J].ControlEngineeringPractice, 2010,18(12):1440-1451.

[4] Lu K, Xia Y. Adaptive attitude tracking control for rigid spacecraft with finite-time convergence[J].Automatica, 2013,49(12): 3591-3599.

[5] Song Z, Li H, Sun K. Finite-time control for nonlinear spacecraft attitude based on terminal sliding mode technique[J].ISATransactions, 2014,53(1):117-124.

[6] Yeh F K. Sliding-mode adaptive attitude controller design for spacecrafts with thrusters[J].ControlTheory&Applications, 2010,4(7):1254-1264.

[7] Yuan G P, Shi X P, Li L. Adaptive robust attitude maneuvering control for rigid spacecraft[J].SystemsEngineeringandElectronics, 2012,34(12): 2524-2528.( 袁國(guó)平, 史小平, 李隆.航天器的自適應(yīng)魯棒姿態(tài)控制器設(shè)計(jì)[J].系統(tǒng)工程與電子技術(shù), 2012,34(12): 2524-2528.)

[8] Zou A M, Kumar K D. Adaptive fuzzy fault-tolerant attitude control of spacecraft[J].ControlEngineeringPractice, 2011 (19):10-21.

[9] Kumar K D, Hou Z G .Quaternion-based adaptive output feedback attitude control of spacecraft using Chebyshev neuralnetworks[J].IEEETrans.onNeuralNetworks, 2010,21(9), 1457-1471.

[10] Diego A M, Wolfgang M. Robust control design of a class of nonlinear input-and state-constrained systems[J].AnnualReviewsinControl, 2013 (37) :232-245.

[11] Zhang H X, Fan J S, Meng F, et al. A new double power reaching law for sliding mode control[J].ControlandDecision,2013,28(2): 289-293.(張合新, 范金鎖, 孟飛, 等.一種新型滑模控制雙冪次趨近律[J].控制與決策,2013,28(2):289-293.)

[12] Yin C W. Fuzzy multiple criteria group decision making method research[D].Xi’an:Xi’an University of Science and Technology, 2007.(殷春武.模糊多準(zhǔn)則群決策方法研究[D].西安:西安理工大學(xué),2007.)

[13] Xu Z S. The possibility of interval number sequence method and its application[J].JournalofSystemsEngineering,2003,18(1):67-70.

[14] Guo S X, Lv Z Z, Feng Y S. A non—probabilistic model of structural reliability based on interval analysis[J].ChineseJournalofComputationalMechanics, 2001, 18(1): 56-60.(郭書祥, 呂震宙,馮元生.基于區(qū)間分析的結(jié)構(gòu)非概率可靠性模型[J]. 計(jì)算力學(xué)學(xué)報(bào), 2001, 18(1): 56-60.)

[15] Shuster M D. A survey of attitude representations[J].TheJournaloftheAstronauticalSciences, 1993, 41(4):439-517.

[16] Ahmad B Y, Daniele M.Attitude error kinematics[J].JournalofGuidance,ControlandDynamics,2014,37(1):330-335.

[17] Costic B T .Energy management and attitude control for spacecraft[D]. Dissertation:Graduate School of Clemson University, 2001.

[18] Zhong C X,Guo Y,Zhou C,et al. On sliding mode variable structure control andchattering reduction for flexible spacecraft[J].AerospaceControlandApplication,2013,39(2): 24-29(鐘晨星, 郭毓, 周川, 等.撓性航天器滑模變結(jié)構(gòu)控制及抖振抑制研究[J]. 空間控制技術(shù)與應(yīng)用, 2013,39(2): 24-29.)

殷春武(1982-),男, 講師,博士研究生,主要研究方向?yàn)楹教炱髯藨B(tài)控制、決策理論與方法、航跡規(guī)劃。

E-mail:yincwxa2013@mail.nwpu.edu.cn

侯明善(1959-),男,教授,博士研究生導(dǎo)師,主要研究方向?yàn)榉治雠c評(píng)估、飛行器導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制以及先進(jìn)控制理論。

E-mail:mingshan@nwpu.edu.cn

李明翔(1987-),男,博士研究生,主要研究方向?yàn)楹教炱髯藨B(tài)控制。

E-mail:limingx2014@163.com

網(wǎng)絡(luò)優(yōu)先出版地址：http://www.cnki.net/kcms/detail/11.2422.TN.20150929.1141.004.html

Construction of attitude stability controller preferential evaluation system

YIN Chun-wu, HOU Ming-shan, LI Ming-xiang

(SchoolofAutomation,NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xi’an710129,China)

Abstract:An attitude controller preferential evaluation system based on group decision making is constructed to deal with the controller selection problem in the process of spacecraft overall design, and a reliability index is defined to measure the reliability of the evaluation result. An evaluation index system is constructed, which includes the robustness of controller, controlling torque, sensitivity to parameter, complexity of controller and rate of convergence, determine the weights of indexes with the combination weighting method based on the OWA operator, and an interval group decision making method is provided to select the optimal controller, a quantitative description index of evaluation result’s reliability based on interval analysis is defined. The attitude stability controller preferential evaluation process in the process of spacecraft overall design is analyzed, the effectiveness of the controller preferential evaluation system and the high reliability of the evaluation results are verified, which enriches the theory of decision-making, and enhance the policymakers’ confidence.

Keywords:overall design; attitude control; multi-attribute decision-making; interval number; reliability

作者簡(jiǎn)介：

中圖分類號(hào)：V57,N949

文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

DOI:10.3969/j.issn.1001-506X.2016.01.21

收稿日期：2015-05-11；修回日期：2015-07-13；網(wǎng)絡(luò)優(yōu)先出版日期：2015-09-29。