[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

说明书

本发明提供了一种刚体航天器的抗退绕滑模姿态机动控制方法及系统，该抗退绕滑模姿态机动控制方法包括：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：构造滑模函数，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。本发明的有益效果是：本发明通过抗退绕滑模姿态机动控制方法可以使航天器系统具有良好的稳定性，当航天器系统受到外部干扰进行姿态机动时，航天器的姿态能很快趋于稳定，无退绕现象。

技术领域

本发明涉及刚体航天器技术领域，尤其涉及一种刚体航天器的抗退绕 滑模姿态机动控制方法及系统。

背景技术

传统的姿态控制算法中，在航天器进行姿态机动的过程中发生退绕现 象。退绕会导致一个航天器旋转大于180度的欧拉角到达期望的姿态，这 样会造成能量损耗。目前抗退绕的姿态控制律非常少，而且现有的抗退绕 姿态控制律并没有给出抗退绕性能的证明。

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抗退绕 滑模姿态机动控制方法及系统。

本发明提供了一种刚体航天器的抗退绕滑模姿态机动控制方法，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，构造 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。

作为本发明的进一步改进，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，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动力学 方程如下：

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

作为本发明的进一步改进，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。

作为本发明的进一步改进，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：