[发明专利]挠性航天器的滑模变结构姿态控制方法

说明书

本发明提供了一种转动惯量存在摄动的挠性航天器的滑模变结构姿态控制方法，采用四元数法建立挠性航天器的运动学方程，建立中心刚体带有挠性附件、转动惯量存在摄动的复杂航天器动力学方程，给出了简化的基于混合坐标的挠性航天器姿态动力学方程。本发明的有益效果是：采用本发明设计的姿态控制方法使航天器系统具有良好的稳定性，当航天器系统惯量参数发生较大变化时，航天器的姿态能很快趋于稳定。

技术领域

本发明涉及航天器，尤其涉及一种挠性航天器的滑模变结构姿态控制方法。

背景技术

传统的姿态控制方法中，不考虑挠性航天器的转动惯量存在摄动，并且传统的滑模变结构控制方法会引起较大的抖振。

发明内容

为了解决现有技术中的问题，本发明提供了一种挠性航天器的滑模变结构姿态控制方法。

本发明提供了一种挠性航天器的滑模变结构姿态控制方法，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。

作为本发明的进一步改进，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。

作为本发明的进一步改进，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)：

F₁(s)＝{f(s₁),f(s₂),f(s₃)}^T

作为本发明的进一步改进，挠性模态不可测的情形下，设计如下的模态观测器：