The present invention relates to an event-driven attitude control method for flexible spacecraft. In the presence of uncertain inertial parameter information, an event-driven attitude control method is proposed to achieve low-frequency updating of the control law on the basis of ensuring the transient and steady-state performance of the attitude system. Beneficial effect: Under the condition of unknown inertia parameter information, the transient and steady-state performance control of flexible spacecraft attitude system is realized; based on event-driven control, the number of updates of control law is greatly reduced, which is beneficial to the response of actuators in practical engineering, and has strong engineering application value.
【技术实现步骤摘要】
一种基于事件驱动的柔性航天器姿态控制方法
本专利技术属于航天器控制领域，涉及一种基于事件驱动的柔性航天器姿态控制方法。
技术介绍
近年来，随着空间探索任务的不断开展，航天器的高精度、安全可靠的控制越来越受到关注。其中，对于航天器姿态的控制，现有PID控制方法、滑模控制方法、模型预测控制方法、状态里卡提方程依赖的控制方法等：见文献：刘付成,朱东方,黄静.空间飞行器动力学与控制研究综述[J].上海航天,2017,34(2):1-29.；MarkleyFL,CrassidisJL.Fundamentalsofspacecraftattitudedeterminationandcontrol[M].NewYork:Springer,2014.；SilaniE,LoveraM.Magneticspacecraftattitudecontrol:asurveyandsomenewresults[J].ControlEngineeringPractice,2005,13(3):357-371.；李果,刘良栋,张洪华.航天器控制若干技术问题的新进展[J].空间控制技术与应用,20...
【技术保护点】
1.一种基于事件驱动的柔性航天器姿态控制方法，其特征在于步骤如下：步骤1、抓捕系统振动模型：柔性航天器的运动学模型为：
【技术特征摘要】
1.一种基于事件驱动的柔性航天器姿态控制方法，其特征在于步骤如下：步骤1、抓捕系统振动模型：柔性航天器的运动学模型为：柔性航天器的动力学与弹性振动方程为：其中：σ＝[σ1,σ2,σ3]T,ω＝[ω1,ω2,ω3]T是柔性航天器在本体惯性坐标系下的姿态和角速度。G(σ)是坐标转化矩阵，I3是惯性矩阵，σ×是反对称矩阵；J是不确定性惯性矩阵，χ是柔性附件的模态向量，和是对角矩阵：diag{}表示对角阵，ιi和分别表示柔性附件的阻尼系数和自然频率，表示弹性模态的维数；β表示刚性结构体与柔性附件之间的耦合矩阵，u0和ud分别表示待设计的控制力矩和外界摄动；步骤2、姿态预设性能包络设计：定义姿态输出误差为Δq＝σ-yr则预设性能包络设计为：-κiηi＜Δqi＜ηi,ifΔqi(0)≥0-ηi＜Δqi＜κiηi,ifΔqi(0)＜0其中：yr是期望输出指令，Δq为姿态追踪误差，Δqi(i＝1,2,3)姿态追踪误差Δq的第i维参量，κi∈(0,1]是常量，性能参数ηi设计为ηi,0＞ηi,∞＞0,分别是正的参量，exp()表示指数形式函数；步骤3...
【专利技术属性】
技术研发人员：罗建军，魏才盛，马卫华，王明明，袁建平，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：陕西,61
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