[发明专利]一种基于事件触发机制的自适应航天器姿态跟踪控制方法

权利要求书

1.一种基于事件触发机制的自适应航天器姿态跟踪控制方法，其特征在于包括以下步骤：

(1)建立含有外部干扰的航天器动力学模型与相对姿态跟踪误差模型；

(2)定义控制过程中应用的事件触发机制，基于所述事件触发机制构建传输控制力矩信号与控制器设计的控制力矩信号之间的关系式；

(3)基于步骤(1)建立的航天器动力学模型与相对姿态跟踪误差模型、步骤(2)所述的基于所述事件触发机制构建的传输控制力矩信号与控制器设计的控制力矩信号之间的关系式，利用反步法对航天器姿态进行自适应控制；

所述步骤(1)的航天器动力学模型与相对姿态跟踪误差模型为：

其中，J为所述航天器的转动惯量矩阵，且是3×3的正定对称矩阵；w＝[w₁,w₂,w₃]^T为所述航天器在本体坐标系下相对于惯性坐标系的姿态角速度，w₁,w₂,w₃分别为姿态角速度在本体坐标系的x轴、y轴和z轴上的分量；w_e＝[w_e1,w_e2,w_e3]^T为所述航天器在本体坐标系上相对于期望坐标系的姿态角速度，为w_e相对时间的导数；w_d＝[w_d1,w_d2,w_d3]^T为所述航天器在期望坐标系相对于惯性坐标系的姿态角速度，为w_d相对时间的导数；S(w)、S(w_e)是斜对称矩阵，其形式分别为t为时间；τ(t)＝[τ₁(t),τ₂(t),τ₃(t)]^T为所述航天器的执行机构实际产生的控制力矩信号，因为不考虑所述航天器的执行机构受到的干扰，所以等于基于所述事件触发机制构建的传输控制力矩信号；d为所述航天器受到的空间环境中的干扰力矩信号，其值未知但是有界；q_0e、q_e＝[q_e1,q_e2,q_e3]^T分别为所述航天器由期望坐标系相对本体坐标系的相对姿态跟踪误差四元数的标量和向量，分别是q_0e、q_e相对时间的导数，是的转置矩阵，且满足C为期望姿态到所述航天器实际姿态的转换矩阵，是3×3的矩阵，且||C||为C的二范数，且||C||＝1，为C的导数，且S(q_e)是斜对称矩阵，其形式为I是3×3的单位矩阵；

所述步骤(2)的基于所述事件触发机制构建的传输控制力矩信号与控制器设计的控制力矩信号之间的关系式为：

其中，τ_i(t)为基于所述事件触发机制构建的传输控制力矩信号τ(t)的分量；k_i(t)和为所述的基于所述事件触发机制构建的传输控制力矩信号与控制器设计的控制力矩信号之间的关系式的系数，均为时变标量；u_i(t)是所述的控制器设计的控制力矩信号u(t)＝[u₁(t),u₂(t),u₃(t)]^T的分量。