[发明专利]一种基于具有混合执行机构的航天器姿态控制方法

权利要求书

1.一种基于具有混合执行机构的航天器姿态的控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1：基于具有混合执行机构的航天器，综合考虑执行机构安装偏差、转动惯量不确定性与外部扰动对航天器姿态控制性能的影响，建立航天器姿态跟踪动力学模型；

S2：基于步骤S1中建立的动力学模型，设计自适应虚拟控制器以及相应的自适应律；

S3：设计鲁棒在线控制分配算法，将虚拟控制信号分配到各个执行机构上，进行执行器重构，实现在航天器执行任务过程中，需要大力矩输出的阶段由推力器作为实际执行机构，而需要高精度力矩输出阶段由反作用飞轮作为实际执行机构。

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤S1中，建立的航天器姿态跟踪动力学模型如下：

ω_e＝ω-C(q_e)ω_d

其中，ω＝[ω₁ ω₂ ω₃]^T∈R^3×1表示航天器在本体坐标系下相对于惯性坐标系的姿态角速度，R^3×1表示三维实数空间，ω₁，ω₂，ω₃分别为航天器在本体坐标系x轴、y轴和z轴上的角速度分量；ω_d＝[ω_d1 ω_d2 ω_d3]^T表示航天器本体坐标系相对于惯性坐标系的期望角速度，且满足||ω_d||≤λ₁，其中常数λ₁，λ₂≥0为期望角速度及其一阶导数的上界值；x^T表示矩阵x的转置；ω_e＝[ω_e1 ω_e2 ω_e3]^T为航天器期望角速度与实际角速度的差；q_e＝[q_e0 q_ev]^T＝[q_e0 q_e1 q_e2 q_e3]^T表示航天器姿态跟踪误差，其表达式为q_ev＝q_d0q_v-q_dv×q_v-q₀q_dv，且满足其中(·)×(·)表示向量叉乘，q＝[q₀ q_v]^T＝[q₀ q₁ q₂ q₃]^T为航天器的姿态四元数，其中为标量，与绕欧拉轴旋转的角度有关，α表示绕着欧拉轴转过的一个角度，q_v＝[q₁ q₂ q₃]^T为含有三个元素的列向量，与欧拉轴的方向有关，e_x，e_y，e_z代表欧拉轴三个方向上的旋转轴，且满足q_d＝[q_d0 q_dv]^T＝[q_d0 q_d1 q_d2 q_d3]^T为航天器期望的单位四元数，且也满足J＝(J₀+J_t)∈R^3×3是航天器的转动惯量矩阵，且是3×3的正定对称矩阵，其中为转动惯量矩阵中未知的不随时间变化的部分，且为正定对称矩阵，J_t为转动惯量中不确定的部分，其值未知甚至随时间变化，但是J_t及j_t有界，表示为||J_t||≤λ₃，其中常数λ₃，λ₄≥0定义为转动惯量不确定部分及其一阶导数的上界值；u＝[u₁ u₂ … u_n]^T为对应的航天器n个执行器的控制输出信号；D＝(D₀+ΔD)∈R^3×n为执行机构分配矩阵，且满足秩为rank(D)＝3，其中D₀为执行机构标称分配矩阵，ΔD代表执行机构安装偏差矩阵，其值未知但是有界，表示为||ΔD||≤ξ，常数ξ≥0为安装偏差的上界值；d表示航天器受到的实际环境扰动力矩，其值未知但是有界，其界值与航天器角速度有关，表示为||d||≤λ₅+λ₆||ω||²，其中λ₅，λ₆≥0为常数；S(ω_e)为斜对称矩阵，其形式表示为C(q_e)∈R^3×3表示航天器期望姿态到航天器实际姿态的转换矩阵，其表达式为C(q_e)＝C(q)(C(q_d))^T，其中I为3×3的单位矩阵，为书写简便，记