一种针对飞轮饱和及摩擦特性的挠性航天器姿态控制方法技术
【技术实现步骤摘要】
一种针对飞轮饱和及摩擦特性的挠性航天器姿态控制方法
本专利技术涉及一种针对飞轮饱和及摩擦特性的挠性航天器姿态控制方法，适用于需要搭载执行能力有限且需要实现高精度控制的挠性航天器姿态控制系统，属于航天器姿态控制领域。
技术介绍
近年来随着人类探索太空行动不断丰富，任务复杂度越来越大，需求也越来越大，要求航天器搭载更大的太阳能电池光板能提供更多的能量。此外，随着航天器任务作业的愈发遥远，也对航天器通讯天线提出了更高要求，需要结构更大、功率更强的天线以便于远距离接收微弱的信号；供电与通讯等需求都使得航天器需要搭载越来越大的附件，从发射成本和技术实施难度来说，搭载航天器的质量体积均有严格限制，因此上述附件通常采用低质量、低刚度的挠性结构设计，大量的挠性附件使用，在航天器本体进行机动时，挠性结构会产生针对，从而会严重影响航天器姿态控制精度，甚至影响最后的任务。此外航天器姿态控制系统的可靠性和长期工作稳定性一直是航天器研制中的关键技术。飞轮是卫星姿态控制系统中最重要的执行部件之一，近几年发射的长寿命、高精度、多功能三轴稳定卫星，几乎毫不例外地利用飞轮作为主要执行部件。但是飞轮...
【技术保护点】
一种针对飞轮饱和及摩擦特性的挠性航天器姿态控制方法，其特征在于：包括以下步骤：首先构建含有飞轮饱和及摩擦特性的航天器耦合动力学方程，其次，建立针对飞轮摩擦特性的摩擦干扰估计器，再次，对挠性航天器中由于针对挠性附件振动带来的干扰，设计挠性振动观测器；然后，针对摩擦干扰估计误差和挠性振动干扰观测误差，设计抗饱和控制器进行抑制；最后通过求取抗饱和控制器、摩擦干扰估计器与挠性振动观测器控制增益，设计复合分层抗干扰控制器，完成多源干扰影响下的航天器抗干扰姿态控制；具体步骤如下：第一步，建立含有飞轮饱和及摩擦特性的挠性航天器耦合动力学方程针对飞轮执行机构中常见的饱和及摩擦特性，并同时考...
【技术特征摘要】
1.一种针对飞轮饱和及摩擦特性的挠性航天器姿态控制方法，其特征在于：包括以下步骤：首先构建含有飞轮饱和及摩擦特性的挠性航天器耦合动力学方程，其次，建立针对飞轮摩擦特性的摩擦干扰估计器，再次，对挠性航天器中由于针对挠性附件振动带来的干扰，设计挠性振动观测器；然后，针对摩擦干扰估计误差和挠性振动干扰观测误差，设计抗饱和控制器进行抑制；最后通过求取抗饱和控制器、摩擦干扰估计器与挠性振动观测器控制增益，设计复合分层抗干扰控制器，完成多源干扰影响下的航天器抗干扰姿态控制；具体步骤如下：第一步，建立含有飞轮饱和及摩擦特性的挠性航天器耦合动力学方程航天器任务作业的愈发遥远，供电与通讯需求都使得航天器需要搭载越来越大的附件，上述附件通常采用低质量、低刚度的挠性结构设计，大量的挠性附件使用，在航天器本体进行机动时，从而会严重影响航天器姿态控制精度，甚至影响最后的任务；受限于机械加工精度，会存在一定程度的摩擦，从而带来飞轮执行误差，另一方面，真实物理系统的实物飞轮的输出力矩大小是严格受限的，因此同样需要进一步考虑饱和及摩擦特性的问题；另一方面摩擦力矩通过飞轮轮体传递至航天器本体，导致航天器本体出现抖颤，从而会给航天器姿态控制系统带来很大的麻烦；因此，为了更精确的完成航天器姿态控制，在航天器设计的过程中必须克服上述两类主要干扰的影响；针对飞轮执行机构中常见的饱和及摩擦特性，并同时考虑挠性附件动力学方程，建立带飞轮饱和及摩擦特性的挠性航天器动力学系统模型，表示如下：式中，t表示时间，J为航天器的转动惯量；为航天器姿态角加速度，F为航天器姿态与挠性结构之间的耦合矩阵，η(t)为挠性附件的振动模态，为挠性附件的一阶振动模态，为挠性附件的二阶振动模态，ω为挠性附件振动模态对应的振动频率，ξ为挠性附件模态的阻尼，Tc(t)表示航天器系统的姿态控制器解算的控制力矩，sat(Tc(t))为考虑了飞轮饱和特性后的饱和控制力矩,Mf(t)为考虑飞轮摩擦特性后引入的飞轮摩擦干扰；d1(t)为航天器受到的外太空环境干扰力矩；进一步可以得到：式中表示挠性附件振动带来的振动干扰，d1(t)为航天器受到的外太空环境干扰力矩；在此方程中已经考虑了飞轮饱和及摩擦特性，以及挠性附件振动带来的干扰，进一步将带飞轮饱和及摩擦特性的挠性航天器动力学系统模型转变成状态空间形式，状态空间形式表示下的新系统如下：式中x(t)为系统状态，θ(t)为航天器的姿态角，为航天器的姿态角速度，为系统矩阵，为控制输入矩阵；第二步，对于挠性附件引起的振动干扰由下述干扰模型表征：
【专利技术属性】
技术研发人员：郭雷，张培喜，乔建忠，李文硕，徐健伟，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京;11
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