一种刚体航天器的抗退绕滑模姿态机动控制方法及系统技术方案

本发明专利技术提供了一种刚体航天器的抗退绕滑模姿态机动控制方法及系统，该抗退绕滑模姿态机动控制方法包括：步骤S1：建立刚体航天器姿态误差的运动学方程和动力学方程；步骤S2：构造滑模函数，使得滑模面包含两个平衡点；步骤S3：基于李雅普诺夫理论，设计抗退绕滑模姿态机动控制算法；步骤S4：将抗退绕滑模姿态机动控制算法应用于刚体航天器，避免航天器发生退绕的情况。本发明专利技术的有益效果是：本发明专利技术通过抗退绕滑模姿态机动控制方法可以使航天器系统具有良好的稳定性，当航天器系统受到外部干扰进行姿态机动时，航天器的姿态能很快趋于稳定，无退绕现象。

【技术实现步骤摘要】
一种刚体航天器的抗退绕滑模姿态机动控制方法及系统
本专利技术涉及刚体航天器
，尤其涉及一种刚体航天器的抗退绕滑模姿态机动控制方法及系统。
技术介绍
传统的姿态控制算法中，在航天器进行姿态机动的过程中发生退绕现象。退绕会导致一个航天器旋转大于180度的欧拉角到达期望的姿态，这样会造成能量损耗。目前抗退绕的姿态控制律非常少，而且现有的抗退绕姿态控制律并没有给出抗退绕性能的证明。
技术实现思路
为了解决现有技术中的问题，本专利技术提供了一种刚体航天器的抗退绕滑模姿态机动控制方法及系统。本专利技术提供了一种刚体航天器的抗退绕滑模姿态机动控制方法，包括如下步骤：步骤S1：建立刚体航天器姿态误差的运动学方程和动力学方程；步骤S2：为了避免姿态变量在滑模面上滑动期间出现退绕现象，构造滑模函数，使得滑模面包含两个平衡点；步骤S3：基于李雅普诺夫理论，设计抗退绕滑模姿态机动控制算法；步骤S4：将抗退绕滑模姿态机动控制算法应用于刚体航天器，避免航天器发生退绕的情况。作为本专利技术的进一步改进本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种刚体航天器的抗退绕滑模姿态机动控制方法，其特征在于，包括如下步骤：/n步骤S1：建立刚体航天器姿态误差的运动学方程和动力学方程；/n步骤S2：为了避免姿态变量在滑模面上滑动期间出现退绕现象，构造滑模函数，使得滑模面包含两个平衡点；/n步骤S3：基于李雅普诺夫理论，设计抗退绕滑模姿态机动控制算法；/n步骤S4：将抗退绕滑模姿态机动控制算法应用于刚体航天器，避免航天器发生退绕的情况。/n

【技术特征摘要】
1.一种刚体航天器的抗退绕滑模姿态机动控制方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤S1：建立刚体航天器姿态误差的运动学方程和动力学方程；
步骤S2：为了避免姿态变量在滑模面上滑动期间出现退绕现象，构造滑模函数，使得滑模面包含两个平衡点；
步骤S3：基于李雅普诺夫理论，设计抗退绕滑模姿态机动控制算法；
步骤S4：将抗退绕滑模姿态机动控制算法应用于刚体航天器，避免航天器发生退绕的情况。


2.根据权利要求1所述的抗退绕滑模姿态机动控制方法，其特征在于，所述步骤S1中的姿态误差的运动学方程和动力学方程为四元数的运动学方程和动力学方程，具体公式如下：



其中，qb为航天器本体坐标系相对于惯性坐标系的姿态四元数；qb0为qb的标量部分，qbv为qb的向量部分，为qb的导数，并且，qbv＝[qb1,qb2,qb3]T；为航天器本体坐标系相对于惯性坐标系的姿态角速度；I3为3×3的单位矩阵；针对任何一个三维向量x＝[x1,x2,x3]T，



所述刚体航天器的动力学方程具体如下：



其中，为刚体航天器的对称的转动惯量矩阵，为作用在刚体航天器上的外部控制力矩；为时变的外部干扰；显然，||d||∞≤||d||max；
基于上述刚体航天器的动力学方程推导得出所述刚体航天器的动力学方程如下：



其中，为姿态误差变量，分别为qe的标量部分和向量部分；为航天器误差姿态角速度。


3.根据权利要求2所述的抗退绕滑模姿态机动控制方法，其特征在于，所述步骤S2中构造滑模函数如下：s＝ωe+λσ，其中，σ:＝sinh(qe0)qev。


4.根据权利要求3所述的抗退绕滑模姿态机动控制方法，其特征在于，所述步骤S3中设计抗退绕滑模姿态机动控制算法具体如下：



其中，λ为正数，γ1≥||d||max，γ2(t)为正值函数。

【专利技术属性】
技术研发人员：董瑞琦，吴爱国，张颖，
申请(专利权)人：哈尔滨工业大学深圳哈尔滨工业大学深圳科技创新研究院，
类型：发明
国别省市：广东;44