[发明专利]基于事件触发的航天器网络化系统姿态控制方法

权利要求书

1.基于事件触发的航天器网络化系统姿态控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1、构建航天器姿态动力学模型；

步骤2、设计跟踪微分器，安排过渡过程，获取给定信号的微分信号；设计事件触发扩张状态观测器，估计系统状态和非线性不确定项；

步骤3、根据事件触发扩张状态观测器的观测值以及跟踪微分器获取的给定信号的微分信号设计复合控制器；

步骤1的具体步骤如下：

将航天器的动力学方程写成：

式中，J＝diag(J_x,J_y,J_z)，为沿航天器本体主惯量轴的转动惯量矩阵，diag(·)表示对角矩阵，ω＝[ω_x,ω_y,ω_z]^T为航天器相对惯性坐标系的瞬时转速在本体坐标系中的矢量，ω_x,ω_y,ω_z分别为航天器相对惯性坐标系的瞬时转速在本体坐标系x,y,z轴上的分量；d为作用在航天器上的外部干扰力矩矢量，d＝[d_x,d_y,d_z]^T，u(t)＝[u₁(t),u₂(t),u₃(t)]^T为控制力矩矢量；定义斜对称矩阵ω^×为：

采用3-1-3转序的欧拉角描述航天器的姿态，航天器的运动学方程为：

式中，θ和ψ分别为航天器的滚转角、俯仰角和偏航角，和分别为航天器的滚转角速度、俯仰角速度和偏航角速度，

联立式(1)和(2)，可得航天器姿态动力学模型为：

式中，为系统状态，并且为x(t)的导数；f(x(t))＝[f_x,f_y,f_z]^T为系统中耦合以及外部干扰带来的非线性不确定项，

并且，

系数矩阵A₁、B₁、B_p和C₁分别为：

B_p＝diag(b₁,b₂,b₃)，其中，0_3×3和I_3×3分别表示三阶零矩阵和三阶单位矩阵。

2.根据权利要求1所述的基于事件触发的航天器网络化系统姿态控制方法，其特征在于，步骤2中，设计跟踪微分器，安排过渡过程，获取给定信号的微分信号的具体步骤如下：

设计跟踪微分器如下所示：

式中，v₁(t)和v₂(t)为跟踪微分器的输出信号，并且v₁(t)是x_1d(t)的跟踪信号，v₂(t)是x_1d(t)的近似微分信号，r₀和h分别为跟踪微分器的速度因子和滤波因子，fhan(t,r₀,h)＝[fhan₁(t,r₀,h),fhan₂(t,r₀,h),fhan₃(t,r₀,h)]^T，并且fhan_j(t,r₀,h)的表达式为：

式中，