[发明专利]基于挠性模态观测的挠性航天器姿态控制和振动抑制方法

说明书

本发明公开一种基于挠性模态观测的挠性航天器姿态控制和振动抑制方法，首先根据有限元离散化方法建立了挠性航天器的姿态动力学模型，并通过选取合适的状态变量，转化为易于处理的非线性状态空间形式；其次构造挠性模态观测器及控制器；最后将挠性模态观测器和控制器的设计问题转化为SOS凸优化问题进行求解。本发明有效解决了挠性航天器的姿态控制问题以及挠性附件的振动抑制问题。

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，具体涉及一种基于挠性模态观测的挠性航天器姿态控制和振动抑制方法。

背景技术

为了完成航天工程中愈发复杂的执行任务，现代航天器通常会安装诸如通讯天线、太阳能帆板等低刚度轻质量的挠性附件。由于挠性附件的振动和航天器本体姿态运动之间存在强烈的耦合作用，当航天器进行姿态机动时，会激发挠性附件的振动，这种振动会严重影响到航天器的姿态定位和指向精度，重则威胁航天器的运行安全。因此，挠性振动抑制问题一直是挠性航天器姿态控制领域的热点和难点问题。

目前，对于挠性振动抑制问题，常采用主动和被动两种控制方案。由于主动控制一般需要在挠性航天器上安装挠性模态测量装置，而受工程实现上的约束，主动控制方案实现难度较大，甚至难以实现。因此挠性附件振动抑制的被动控制方法的研究显得尤为有意义。然而，由于挠性结构的动力学行为对航天器本体姿态动力学行为的制约，挠性模态测量信息的缺失，又将大大增加被动控制方案中控制器设计的难度。

发明内容

本发明所要解决的是挠性航天器的姿态控制问题以及挠性附件的振动抑制的问题，提供一种基于挠性模态观测的挠性航天器姿态控制和振动抑制方法。

为解决上述问题，本发明是通过以下技术方案实现的：

基于挠性模态观测的挠性航天器姿态控制和振动抑制方法，包括步骤如下：

步骤1、建立挠性航天器的姿态动力学模型；

步骤2、选取状态变量，将挠性航天器的姿态动力学模型转化为易于处理的状态空间的形式；

步骤3、通过假设航天器的姿态角和角速度可测来构造挠性模态观测器及控制器；

步骤4、将挠性模态观测器和控制器的设计问题转化为SOS凸优化问题进行求解；

步骤5、利用所求解出的挠性模态观测器和控制器即可实现挠性航天器的姿态控制和振动抑制的控制目标。

上述步骤1的具体子步骤如下：

步骤1.1、采用有限元离散化方法，建立挠性航天器的动力学模型：

步骤1.2、利用Rodrigues参数姿态描述法，刻画挠性航天器的运动学模型：

其中，σ＝[σ₁ σ₂ σ₃]^T为Rodrigues参数向量，为Rodrigues参数向量的一阶微分，ω＝[ω₁ ω₂ ω₃]^T为挠性航天器角速度，为挠性航天器角速率，η＝[η₁ … η_N]^T为挠性模态坐标，为挠性模态坐标的一阶微分，为挠性模态坐标的二阶微分，N为截取的挠性模态阶数，T_c为控制力矩，ξ为挠性模态的阻尼系数矩阵，Ω为挠性模态的自然频率矩阵，F_s为刚柔耦合系数矩阵，I_s为惯性矩阵，S(ω)为ω的叉乘矩阵。