[发明专利]一种挠性航天器的姿态控制方法

说明书

本发明提供了一种挠性航天器的姿态控制方法，涉及航天器技术领域，为解决现有技术中存在的无法精确刻画挠性航天器的复杂的动力学行为和有效实现姿态控制的问题。所述姿态控制方法包括：通过挠性附件的微元分析，获得挠性航天器的总势能一和总动能一；对所述挠性附件的弹性形变量进行分解，得到分解结果，根据分解结果，获得挠性航天器的总势能二和总动能二；根据所述总势能二和总动能二，建立分数阶动力学方程，根据所述分数阶动力学方程的矩阵形式，计算得到挠性航天器的分数阶状态空间模型；根据所述模型，建立姿态控制器，利用所述控制器，对所述挠性航天器进行姿态控制。

技术领域

本发明涉及航天系统技术领域，尤其是涉及一种挠性航天器的姿态控制方法。

背景技术

航天发射活动对载荷的总重量有严格的限制。因此，出于节省燃料、降低发射成本的考虑，现代航天器的大量结构广泛采用诸如粘弹性材料、高分子复合材料等轻质的挠性复合材料进行设计制造，发展出了刚性卫星本体和挠性附件互相耦合的结构，称之为挠性航天器。然而，挠性复合材料虽然降低了航天器的重量，但却具有复杂的动力学特性，容易在姿态机动或外界扰动的影响下产生持续的弹性振动，恶劣情况下甚至会造成航天器运动失稳，进而引发航天事故。为了保证航天器的运动稳定性，需要掌握挠性航天器的动力学特性，构建其动力学模型，并基于模型设计控制器进行姿态控制。针对挠性复合材料的动力学描述，传统方法仍然基于整数阶微积分，通过Hooke模型和Newton模型等基本模型的串联或并联组合来近似拟合挠性复合材料的动力学特性。然而，传统的整数阶微积分方法无法反映挠性复合材料的记忆及遗传性质，因而很难取得满意的动力学表征效果，进而依托传统模型所设计的姿态控制器也难以实现有效的姿态控制。

发明内容

本发明的目的在于提供一种挠性航天器的姿态控制方法，以解决现有技术中存在的无法准确有效的刻画挠性航天器的复杂的动力学行为和有效实现姿态控制的问题。

本发明提供的一种挠性航天器的姿态控制方法，包括：

对挠性附件的微元进行分析，获得挠性航天器的总势能一和总动能一；

对所述挠性附件的弹性形变量进行分解，得到分解结果，根据所述分解结果，获得挠性航天器的总势能二和总动能二；

根据所述总势能二和总动能二，计算得到分数阶动力学方程，根据所述分数阶动力学方程的矩阵形式，计算得到挠性航天器的分数阶状态空间模型。

依据所述的分数阶状态空间模型，设计基于状态反馈方式的姿态控制器，控制器中的反馈增益矩阵通过求解线性矩阵不等式获得。

相对于现有技术，本发明所述的挠性航天器的姿态控制方法具有以下优势：分数阶微积分具备历史记忆能力，能够精细、准确地刻画挠性复合材料的动力学特性，更加适用于对使用挠性复合材料的结构进行动力学建模，进一步而言，依据所述分数阶模型建立的姿态控制器能实现更佳的姿态控制效果。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例提供的挠性航天器的结构；

图2为本发明实施例提供的挠性附件任意位置上的微元；

图3为本发明实施例提供的检测-处理-控制系统架构示意图；

图4为本发明实施例提供的分数阶状态空间模型的幅频特性曲线；

图5为本发明实施例提供的挠性航天器姿态角控制曲线。

其中：1：陀螺仪 2：偏置动量轮