[发明专利]一种挠性飞行器无误差压缩的特征建模方法

权利要求书

1.一种挠性飞行器无误差压缩的特征建模方法，其特征在于步骤如下：

1)建立挠性飞行器被控对象动力学方程；

2)根据所建立的挠性飞行器被控对象动力学方程，将挠性飞行器动力学转化为精确反馈线性化标准形式；

3)根据建立的挠性飞行器动力学转化为精确反馈线性化标准形式，求取挠性飞行器的时间尺度，

4)根据挠性飞行器的时间尺度，选取采样周期T；

5)根据建立的挠性飞行器动力学转化为精确反馈线性化标准形式，建立刚体模态方程；

6)根据采样周期T，建立三阶特征模型；

7)根据建立的三阶特征模型，给出特征模型系数的界；

从步骤8)开始，在每个控制周期进行循环；

8)根据建立的三阶特征模型和特征模型系数的界，采用投影梯度方法，或者投影最小二乘方法，辨识特征模型的系数；

9)根据建立的三阶特征模型和辨识方法，设计三阶自适应控制律，设计如下：

其中，系数在步骤8)中辨识得到；T_s表示作用在航天器上的外力矩列阵；x₁(k)表示三阶特征模型，k＝1,2,…；

10)返回步骤8)，进入下一个控制周期。

2.根据权利要求1所述的一种挠性飞行器无误差压缩的特征建模方法，其特征在于：所述建立挠性飞行器被控对象动力学方程的具体形式为：

其中，

x₁＝[φ θ ψ]^T

w_s＝[w_x w_y w_z]^T

φ,θ,ψ分别表示滚动、俯仰和偏航姿态角，w_x,w_y,w_z分别表示滚动、俯仰和偏航姿态角速度，

表示变换矩阵；

表示航天器中心体的角速度反对称阵，η_L∈R^l，R表示实数域，l表示挠性模态的阶数，η_R∈R^l分别为左右太阳翼的模态坐标阵，ξ_L，ξ_R分别为左右太阳翼的模态阻尼系数，w_L，w_R分别为左右太阳翼的模态频率，F_sL∈R^3×l,F_sR∈R^3×l表示挠性和刚性耦合矩阵，T_s表示作用在航天器上的外力矩列阵，I_s表示航天器惯量阵；考虑0≤ψ＜90°的情形，当cosψ≠0时，C(x₁)非奇异；记主体惯量矩阵

R_s＝I_s-FF^T

其中，

F＝[F_sL F_sR]∈R^3×2l。

3.根据权利要求2所述的一种挠性飞行器无误差压缩的特征建模方法，其特征在于：所述将挠性飞行器动力学转化为精确反馈线性化标准形式具体为：

其中，

z₁＝x₁，

z₂＝C(x₁)w_s，

B_η(z₁)＝[-F_sL 2ξ_Lw_LF_sL -F_sR 2ξ_Rw_RF_sR]^TC(z₁)^-1。