[发明专利]一种刚体航天器的抗退绕滑模姿态机动控制方法及系统

权利要求书

1.一种刚体航天器的抗退绕滑模姿态机动控制方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤S1：建立刚体航天器姿态误差的运动学方程和动力学方程；

步骤S2：为了避免姿态变量在滑模面上滑动期间出现退绕现象，采用双曲函数构造新型的滑模函数，使得滑模面包含两个平衡点；

步骤S3：基于李雅普诺夫理论，设计带有动态参数的抗退绕滑模姿态机动控制算法；

步骤S4：将抗退绕滑模姿态机动控制算法应用于刚体航天器，避免航天器发生退绕的情况；

所述步骤S1中的姿态误差的运动学方程和动力学方程为四元数的运动学方程和动力学方程，所述刚体航天器的运动学方程具体公式如下：

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，为q_b的导数，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；针对任何一个三维向量x＝[x₁,x₂,x₃]^T，

所述刚体航天器的动力学方程具体如下：

其中，为刚体航天器的对称的转动惯量矩阵，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；显然，||d||_∞≤||d||_max；

基于上述刚体航天器的动力学方程推导得出所述刚体航天器的误差动力学方程如下：

其中，为姿态误差变量，q_ev为姿态误差变量q_e的向量部分，分别为q_e的标量部分和向量部分；

2.根据权利要求1所述的抗退绕滑模姿态机动控制方法，其特征在于，所述步骤S2中构造滑模函数如下：s＝ω_e+λσ，其中，σ:＝sinh(q_e0)q_ev；λ为一个正数。

3.根据权利要求2所述的抗退绕滑模姿态机动控制方法，其特征在于，所述步骤S3中设计抗退绕滑模姿态机动控制算法具体如下：

其中，λ为正数，γ₁≥||d||_max，γ₂(t)为如下正值函数，

其中，sgn(s)＝[sgn(s₁) sgn(s₂) sgn(s₃)]^T，并且

u_eq和u_n分别为针对名义系统部分的等效控制和补偿干扰的控制项，

其中，θ＝2arccosq_e0。