[发明专利]一种航天器分布式载荷位姿三超控制方法

权利要求书

1.一种航天器分布式载荷位姿三超控制方法，其特征在于步骤如下：

(1)建立航天器系统动力学方程，包括：载荷1的动力学方程、CMG的动力学方程、航天器本体的动力学方程、柔性附件的振动方程；

(2)设计载荷1相对姿态误差的滑模面；

(3)设计航天器本体的姿态误差滑模面；

(4)根据步骤(1)建立的航天器系统动力学方程，包括：载荷1的动力学方程、CMG的动力学方程、航天器本体的动力学方程、柔性附件的振动方程、步骤(2)设计的载荷1相对姿态误差的滑模面、步骤(3)设计的航天器本体的姿态误差滑模面，确定载荷1的相对姿态控制器的阻尼比，载荷1的相对姿态控制器的最大控制带宽，以及航天器本体姿态控制器的阻尼比，航天器本体姿态控制器的最大控制带宽，实现航天器分布式载荷位姿三超控制。

2.根据权利要求1所述的一种航天器分布式载荷位姿三超控制方法，其特征在于：航天器，包括：航天器本体、两个载荷、柔性附件、控制力矩陀螺(CMG)、主动指向超静平台、隔振平台；两个载荷，分别为：载荷1和载荷2；

为同时实现对航天器本体的姿态控制和对航天器本体进行振动抑制，控制力矩陀螺(CMG)在星体上分散式安装，分散式安装是指：各控制力矩陀螺(CMG)位于航天器本体的不同位置，通过隔振平台与航天器本体的安装点不为同一个点，例如分别通过隔振平台安装在航天器本体的边缘；

隔振平台安装在航天器本体与控制力矩陀螺(CMG)之间，隔振平台与航天器本体固连安装，控制力矩陀螺(CMG)与隔振平台固连安装；

主动指向超静平台安装在航天器本体与载荷1之间；载荷2与航天器本体固连安装；柔性附件与航天器本体固连安装；

其中主动指向超静平台由多个作动器组成，隔振平台也由多个作动器组成，在本发明涉及的动力学建模中，两种作动器为相同的作动器。

3.根据权利要求2所述的一种航天器分布式载荷位姿三超控制方法，其特征在于：柔性附件为太阳翼，位于航天器本体两侧对称安装，且与航天器本体固连安装。

4.根据权利要求1所述的一种航天器分布式载荷位姿三超控制方法，其特征在于：载荷1的动力学方程为：

其中，

式中，M_pay1为载荷1的质量矩阵；

E₃为3×3的单位阵；0_3×1为3×1的0阵；

v_pay1、ω_pay1分别为载荷1的速度、载荷1的角速度；

m_pays1，I_pays1分别为载荷1的质量、载荷1的惯量；

CMG的动力学方程为：

其中，

式中，M_pi为CMG动力学方程的质量矩阵；

F_di、T_di、T_ci分别为第i个CMG输出的扰动力、扰动力矩、控制力矩；i为1,…,N1,N1为控制力矩陀螺的总数；

h_ci为CMG的角动量，v_pi、ω_pi分别为CMG的速度、CMG的角速度；

r_rpj为主动指向超静平台中第j个作动器在载荷1上的安装位置矢量在载荷1坐标系下的坐标，或隔振平台中第j个作动器在CMG上的的安装位置矢量在CMG坐标系下的坐标。

5.根据权利要求1所述的一种航天器分布式载荷位姿三超控制方法，其特征在于：航天器本体的动力学方程为：

其中，M_b为航天器本体的动力学方程中的质量矩阵，X_b为航天器本体的动力学方程中的非线性项，其计算公式为：