[发明专利]挠性航天器的滑模变结构姿态控制方法

权利要求书

1.一种挠性航天器的滑模变结构姿态控制方法，其特征在于：建立挠性航天器基于四元数的运动学方程和动力学方程如下：

其中，T(q₀,q_v)＝(q₀I₃+[q_v×]),

其中，q₀,q_v分别为姿态四元数的标量部分与向量部分；ω是航天器的姿态角；δ为挠性航天器的挠性部分与刚体主体之间的耦合矩阵；C,K分别为阻尼矩阵和刚度矩阵，

ω_ni,i＝1,2,...,N为自然频率，ζ_i,i＝1,...,N为阻尼系数；J₀是转动惯量标称值，J_mb为刚体部分的转动惯量，ΔJ为转动惯量不确定系数，航天器带有挠性附件，并且转动惯量含有摄动项；

其中，

假设挠性模态可测的情形下，设计的滑模面如下：

s＝ω+Gq_v

设计的基于状态反馈的滑模变结构控制律如下：

F(s)＝{sgn(s₁),sgn(s₂),sgn(s₃)}^T

τ＝[τ₁ τ₂ τ₃]^T

τ_i＝-g_isgn(s_i),

maxΨ_i(ω,q₀,q_v)≤g_i,

其中，W,D,G为正定对角矩阵。

2.根据权利要求1所述的挠性航天器的滑模变结构姿态控制方法，其特征在于：将基于状态反馈的滑模变结构控制律包含的切换函数F(s)替换成如下F₁(s)：

3.根据权利要求1所述的挠性航天器的滑模变结构姿态控制方法，其特征在于：挠性模态不可测的情形下，设计如下的模态观测器：

其中，矩阵P是下述Lyapunov方程的解：

设计的滑模面如下：

s＝ω+Gq_v

设计的基于观测器的滑模变结构控制律如下：

F(s)＝{sgn(s₁),sgn(s₂),sgn(s₃)}^T

τ＝[τ₁ τ₂ τ₃]^T

τ_i＝-g_isgn(s_i),

maxΨ_i(ω,q₀,q_v)≤g_i,

其中，W,D,G为正定对角矩阵。

4.根据权利要求3所述的挠性航天器的滑模变结构姿态控制方法，其特征在于：将基于观测器的滑模变结构控制律包含的切换函数F(s)替换成如下F₁(s)：