[发明专利]输入饱和航天器无退绕姿态跟踪控制方法

权利要求书

1.一种输入饱和航天器无退绕姿态跟踪控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤S100：输入指令姿态(R_d,ω_d)；

步骤S200：计算指令姿态与实际姿态之间的误差量；

步骤S300：构造虚拟控制量所述虚拟控制律为：

式中，K为对称正定矩阵，S为姿态误差向量；

所述误差方向余弦矩阵按式(1)计算：

式中，R_b为实际方向余弦矩阵，R_d为指令方向余弦矩阵；

所述误差角速度向量按式(2)计算：

式中，ω_b为实际角速度向量，ω_d为指令角速度向量；

所述姿态误差向量S按式(3)计算：

式中，a₁、a₂、a₃为互不相同的大于1的正实数；e₁、e₂、e₃分别表示3×3单位矩阵I的第1、2、3列向量，即e₁＝[1,0,0]^T、e₂＝[0,1,0]^T、e₃＝[0,0,1]^T；

步骤S400：建立被控对象的航天器姿态跟踪运动的数学模型，建立关于所述误差角速度向量与所述虚拟控制量之差的辅助变量动态数学模型，采用非线性阻尼方法，针对所述航天器姿态跟踪运动的数学模型，并考虑辅助变量动态数学模型设计非线性阻尼控制律，构造扩张状态观测器，通过所述扩张状态观测器实时估计集总扰动G，得到所述集总扰动G的估计值代入所述辅助变量动态数学模型中，对所述非线性阻尼控制律所得控制量进行补偿控制，得到姿态跟踪控制量u；

步骤S500：将所述姿态跟踪控制量输入待控制航天器，判断实际姿态与期望姿态的姿态误差角是否满足控制要求，如果不满足则测量受控航天器的实际姿态并返回步骤S200中；

步骤S600：重复步骤S200～S500直至所述待控制航天器的实际姿态满足控制要求。

2.根据权利要求1所述的输入饱和航天器无退绕姿态跟踪控制方法，其特征在于，所述建立被控对象的航天器姿态跟踪运动的数学模型包括以下步骤：

步骤S411：定义航天器姿态跟踪运动的坐标系及运动参数；

步骤S412：将所述航天器姿态跟踪运动的运动参数，代入航天器姿态运动的数学模型中，根据所述误差方向余弦矩阵误差角速度向量所述虚拟控制律和所述航天器姿态运动的数学模型，得到航天器姿态跟踪运动的数学模型。