[发明专利]刚体航天器的抗退绕滑模姿态跟踪控制方法及系统

权利要求书

1.一种刚体航天器的抗退绕滑模姿态跟踪控制方法，其特征在于所述方法包括如下步骤：

步骤S1：建立如下刚体航天器姿态跟踪误差的运动学方程和动力学方程：

其中，q_e∈R⁴为航天器本体姿态，ω_e∈R³为航天器本体坐标系相对于期望坐标系的姿态角速度在本体坐标系下的姿态角速度；ω_d∈R³为期望坐标系相对于惯性坐标系在期望坐标系下的姿态角速度；d为上界已知的时变外部干扰，J∈R^3×3为刚体航天器的对称的转动惯量矩阵；u为作用在刚体航天器上的外部控制力矩；ω_b∈R³为航天器本体坐标系相对于惯性坐标系的姿态角速度；q_e0,q_ev分别为q_e的标量部分和向量部分，I₃为3×3的单位矩阵；

步骤S2：采用双曲正弦函数构造滑模函数，使得滑模面包含两个平衡点，所述滑模函数如下：

s＝ω_e+λσ；

其中，参数λ为正数，

步骤S3：基于李雅普诺夫稳定性理论，设计如下抗退绕滑模姿态跟踪控制算法：

其中，λ为正数，β₂(t)为动态参数，u_eq为等效控制，u_n为补偿干扰的控制项，u_f为保证滑模函数有限时间收敛的控制项；

步骤S4：设计抗退绕滑模姿态跟踪控制算法的动态参数，给出两个平衡点对应的吸引域，其中，动态参数β₂(t)为：

其中，

步骤S5：将抗退绕滑模姿态跟踪控制算法应用于刚体航天器跟踪控制，避免航天器发生退绕的情况。

2.根据权利要求1所述的刚体航天器的抗退绕滑模姿态跟踪控制方法，其特征在于所述步骤S1中，其中：

θ∈[0,2π]为欧拉角，e∈R³为欧拉轴，则航天器姿态机动为航天器绕欧拉轴e旋转角度θ，

3.一种实现权利要求1-2任一项所述方法的抗退绕滑模姿态跟踪控制系统，其特征在于所述系统包括方程建立模块、滑模函数模块、算法设计模块、应用模块，其中：

所述方程建立模块用于建立刚体航天器姿态跟踪误差的运动学方程和动力学方程；

所述滑模函数模块用于构造滑模函数，使得滑模面包含两个平衡点；

所述算法设计模块用于基于李雅普诺夫理论，设计抗退绕滑模姿态机动控制算法；

所述应用模块用于将抗退绕滑模姿态机动控制算法应用于刚体航天器姿态跟踪控制系统，避免航天器发生退绕的情况。