[发明专利]一种适用于敏捷卫星姿态确定的状态反馈鲁棒非脆弱控制方法

权利要求书

1.一种适用于敏捷卫星姿态确定的状态反馈鲁棒非脆弱控制方法，其特征在于，一种适用于敏捷卫星姿态确定的状态反馈鲁棒非脆弱控制方法具体是按以下步骤进行的：

步骤一、根据卫星姿态动力学方程，在模型参数不确定性ΔA、外界干扰力矩w(t)、控制器增益摄动及陀螺漂移d(t)的情况下，获得卫星姿态系统状态方程；

步骤二、根据卫星姿态系统状态方程，获得状态反馈控制器增益矩阵K；

步骤三、给定卫星初始姿态x(0)，根据状态反馈控制器增益矩阵K，获得理论控制输入力矩u(t)；判断理论控制输入力矩是否小于实际控制输入力矩上限，进而确定卫星在t_k时刻的姿态，实际控制输入力矩上限是由执行机构确定的。

2.根据权利要求1所述一种适用于敏捷卫星姿态确定的状态反馈鲁棒非脆弱控制方法，其特征在于，所述步骤一中根据卫星姿态动力学方程，在模型参数不确定性ΔA、外界干扰力矩w(t)、控制器增益摄动及陀螺漂移d(t)的情况下，获得卫星姿态系统状态方程，具体过程为：

卫星姿态动力学方程为：

IxIxω·x+(Iz-Iy)ωyωz=Tcx+Tgx+TdxIyω·y+(Ix-Iz)ωzωx=Tcy+Tgν+TdyIzω·z+(Iy-Ix)ωxωy=Tcz+Tgz+Tdz---(1)]]>

式中，I_x为卫星轨道坐标系x轴转动惯量，I_y为卫星轨道坐标系y轴转动惯量，I_z为卫星轨道坐标系z轴转动惯量，ω_x为卫星轨道坐标系x轴卫星姿态角速度，ω_y为卫星轨道坐标系y轴卫星姿态角速度，ω_z为卫星轨道坐标系z轴卫星姿态角速度，T_cx为卫星轨道坐标系x轴的控制输入力矩，T_cy为卫星轨道坐标系y轴的控制输入力矩，T_cz为卫星轨道坐标系z轴的控制输入力矩，T_gx为卫星轨道坐标系x轴重力梯度力矩，T_gy为卫星轨道坐标系y轴重力梯度力矩，T_gz为卫星轨道坐标系z轴重力梯度力矩，T_dx为卫星轨道坐标系x轴外界干扰力矩，T_dy为卫星轨道坐标系y轴外界干扰力矩，T_dz为卫星轨道坐标系z轴外界干扰力矩，为卫星轨道坐标系x轴角速度的一阶导数，为卫星轨道坐标系y轴角速度的一阶导数，为卫星轨道坐标系z轴角速度的一阶导数；

其中，

式中，ω₀为轨道角速度，为滚动角，θ为俯仰角；

设在姿态角小于10°的角度下，卫星姿态角速度为：

式中，为的一阶导数，ψ为偏航角，为θ的一阶导数，为ψ的一阶导数；

采用zyx转动方式，得到姿态动力学方程为：

式中，为的二阶导数，为θ的二阶导数，为ψ的二阶导数；

在模型参数不确定性ΔA、外界干扰力矩w(t)、控制器增益摄动及陀螺漂移d(t)的情况下，定义状态变量为利用星敏感器和陀螺仪测量仪器测得输出变量为将上述姿态动力学方程线性化，得出卫星姿态系统状态方程：

x·(t)=(A+ΔA)x(t)+B1u(t)+B2w(t)y(t)=C1x(t)+D1d(t)+D2z(t)=C2x(t)---(5)]]>

式中，u(t)为理论控制输入力矩，w(t)为外界干扰力矩，z(t)为控制输出变量，为t时刻状态变量的一阶导数，y(t)为t时刻的输出变量，x(t)为t时刻的状态变量，B₁为控制输入系数矩阵，B₂为外界干扰系数矩阵，C₁为可测输出中状态系数矩阵，C₂为控制输出中状态系数矩阵，D₁为陀螺漂移系数矩阵，D₂为可测输出中常值矩阵，A为模型系数矩阵，ΔA为模型参数不确定性，其形式为

ΔA＝M₁F₁(t)N₁

(6)

F₁(t)^TF₁(t)≤I

式中，M₁为确定ΔA行数的已知常数实矩阵，N₁为确定ΔA列数的已知常数实矩阵，F₁(t)为确定ΔA变化的未知矩阵，I为单位对角阵，T为矩阵转置符号；

定义陀螺漂移为常值漂移：

A=000100000010000001A410000-ω0Ix-1(Iy-Ix-Iz)0A52000000A63ω0Iz-1(Iy-Ix-Iz)00]]>

A41=-4ω02Ix-1(Iy-Iz)]]>

A52=-3ω02Iy-1(Ix-Iz)]]>

A63=-ω02Iz-1(Iy-Ix)]]>

B1=B2=D1=θ3×3diag(Ix-1,Iy-1,Iz-1)T]]>

u(t)＝[T_cxT_cyT_cz]^T

w(t)＝[T_dxT_dyT_dz]^T

D₂＝[0_1×4-ω₀0]^T

C1=I3×303×3BI3×3]]>

B=0-ω0ω002×2]]>

C₂＝[I_6×6]

式中，T为矩阵转置符号，I_3×3为3×3的对角单位阵，I_6×6为6×6的对角单位阵，0_1×4为1×4的零矩阵，0_3×3为3×3的零矩阵，B为由轨道角速度确定的常数实矩阵，0_2×2为2×2的零矩阵，0为1×1的零矩阵，为由I_x的逆、I_y的逆和I_z的逆构成的对角阵。