[发明专利]刚体航天器的反步自适应滑模大角度姿态机动控制方法

说明书

本发明提供了一种刚体航天器的反步自适应滑模大角度姿态机动控制方法，包括以下步骤：S1、建立刚体航天器基于误差姿态四元数的运动学方程和动力学方程；S2、设计反步自适应滑模大角度姿态机动控制算法。本发明的有益效果是：可以使航天器系统具有良好的稳定性，当航天器系统惯量发生较大变化时，航天器的姿态能很快趋于稳定；拥有较快的瞬态响应能力。

技术领域

本发明涉及刚体航天器，尤其涉及一种刚体航天器的反步自适应滑模 大角度姿态机动控制方法。

背景技术

传统的姿态控制算法中，不考虑航天器的转动惯量存在摄动，并且传 统的滑模控制算法存在抖振问题，瞬态响应时间长。

发明内容

为了解决现有技术中的问题，本发明提供了一种刚体航天器的反步自 适应滑模大角度姿态机动控制方法。

本发明提供了一种刚体航天器的反步自适应滑模大角度姿态机动控制 方法，包括以下步骤：

S1、建立刚体航天器基于误差姿态四元数的运动学方程和动力学方程；

S2、设计反步自适应滑模大角度姿态机动控制算法。

作为本发明的进一步改进，步骤S1包括：

建立刚体航天器基于误差姿态四元数的运动学方程和动力学方程如下：

其中，q_b为航天器本体坐标系相对于惯性坐标系的姿态四元数；q_b0为q_b的标量部分，q_bv为q_b的向量部分，并且，q_bv＝[q_b1,q_b2,q_b3]^T；为航天器本体坐标系相对于惯性坐标系的姿态角速度；I₃为3×3的单位 矩阵；对于任意的x^×表示：

显然，对于任意一个3维的列向量x，x^×是一个反对称矩阵；为刚体 航天器的对称的转动惯量矩阵，并且，为转动惯量名义部分， ΔJ为转动惯量不确定性部分；为作用在刚体航天器上的外部控制力 矩；为时变的外部干扰。

作为本发明的进一步改进，步骤S2包括：

根据方程(1)，设计反步自适应滑模大角度姿态机动控制算法：

其中，λ,c0；

首先，设计反步虚拟控制律在虚拟控制律的作用下，有然后，定义设计如下的控制律：

在上述控制律的作用下，航天器姿态角速度ω_b可以有效地跟踪虚拟控制律

最后，设计控制律(2)，有lim_t→∞q_ev＝lim_t→∞z₂＝0成立。

作为本发明的进一步改进，步骤S1包括：

建立刚体航天器基于四元数的运动学方程和动力学方程如下：