一种输入受限的挠性航天器全驱姿态饱和控制方法技术

本发明专利技术公开了一种输入受限的挠性航天器全驱姿态饱和控制方法，包括如下步骤：步骤

【技术实现步骤摘要】
一种输入受限的挠性航天器全驱姿态饱和控制方法


[0001]本专利技术涉及航天器姿态控制
，尤其是一种输入受限的挠性航天器全驱姿态饱和控制方法
。

技术介绍

[0002]近年来，针对以“星链”、“一网”星座为典型代表的低轨大规模星座的监测
、
对抗等已成为未来国际争夺天基信息主导权的迫切需求
。
考虑微波
、
激光等对抗载荷功率较大，现代航天器通常装备大型的挠性附件，而大挠性
、
低阻尼附件与中心刚体之间存在相互耦合作用引起的挠性振动会降低卫星姿态指向精度；另一方面，航天器在轨运行过程中不可避免会受到各种复杂环境干扰的影响，而且有效载荷运动
、
燃料消耗等因素会引起航天器转动惯量的不确定性
。
此外，由于执行器的限制或系统固有的物理约束，许多实际的动态系统存在输入饱和
。
如果在控制设计中忽略饱和，往往会降低控制系统的性能或导致不稳定
。
因此，设计一种考虑饱和的姿态控制方法来完成挠性航天器的姿态机动控制和本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.
一种输入受限的挠性航天器全驱姿态饱和控制方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤
1、
基于全驱系统理论方法，根据挠性航天器姿态动力学与运动学模型，将航天器姿态模型转换为全驱系统控制模型；步骤
2、
针对步骤1中的挠性航天器全驱系统控制模型设计姿态控制器架构；步骤
3、
对于步骤2中控制律的线性反馈部分，其参数矩阵
A0、A1由全驱系统理论框架下的“直接参数法”确定；步骤
4、
对于步骤2中控制律的非线性项补偿部分，采用扩张状态观测器对其进行综合观测估计；步骤
5、
对于步骤2中控制律，考虑控制执行机构的物理限制，设计饱和函数，保证控制输入力矩在合理范围内
。2.
如权利要求1所述的输入受限的挠性航天器全驱姿态饱和控制方法，其特征在于，步骤1中，基于全驱系统理论方法，根据挠性航天器姿态动力学与运动学模型，将航天器姿态模型转换为全驱系统控制模型具体包括如下步骤：步骤
11、
考虑输入饱和下的真实控制力矩；步骤
12、
考虑输入饱和的挠性航天器经典姿态模型，运动学模型与动力学模型；式中，
J
为航天器转动惯量矩阵；
δ
为中心刚体与挠性附件的耦合矩阵；
η
为挠性振动模态；
u
为控制力矩，
C、K
分别为阻尼矩阵
、
刚度矩阵；
d
＝
e
s
(v)+T
d
为集总扰动；
G(
σ
)
＝
0.25[(1
‑
σ
T
σ
)I3+2
σ
×
+2(
σ
·
σ
T
)]
为坐标转换矩阵，
ω
＝
[
ω
x ω
y ω
z
]
T
∈R3为航天器相对于惯性系在本体系下的姿态角速度，
I3为单位阵，斜对称阵
σ
×
＝
[0
ꢀ‑
σ
z σ
y
；
σ
z 0
ꢀ‑
σ
x
；
‑
σ
y σ
x 0]
；步骤
13、
将航天器经典姿态模型转化为二阶全驱系统
。3.
如权利要求2所述的输入受限的挠性航天器全驱姿态饱和控制方法，其特征在于，步骤
11
中，考虑飞轮等执行器饱和，真实的系统控制力矩
u
表示为
u(v)
＝
[sat(v1),sat(v2),sat(v3)]
T
，
v
为控制指令力矩，
sat(v
i
)
＝
sgn(v
i
)
·
min{|v
i
|,u
i,max
}
，
u
i,max
为对应执行器最大容许输出力矩；选用双曲正切函数
g(v)
近似饱和非线性，因此，真实控制力矩
u(v)u(v)
＝
g(v)+es(v)
其中，
g
i
(v
i
)
＝
u
i,max
×
tanh(v
i
/u
i,max
),i
＝
1,2,3
；因为
|e
s
(v
i
)|
＝
|sat(v
i
)
‑
g
i
(v
i
)|≤u
i,max
(1
‑
tanh(1)),i
＝
1,2,3
，近似误差向量
e
s
(v)
有界；另外，定义对角阵
H∈R3×3，其对角元
h
i
＝
g
i
(v
i
)/v
i
，
h
i
∈(0,1].
因此，考虑执行器饱和，实际控制力矩转换为
u(v)
＝
Hv+e
s
(v)
其中，
e
s
(v)
为避免奇异，为避免奇异，当
v
i
＝0时，令
h
i
＝
1。4.
如权利要求2所述的输入受限的挠性航天器全驱姿态饱和控制方法，其特征在于，步骤
13
中，将航天器经典姿态模型转化为二阶全驱系统：
式中，
f1、f2、f3∈R3分别表征陀螺效应
、
刚柔耦合引起的非线性振动
、
外部干扰与饱和估计误差；另外，为连续矢量函数，由于雅可比矩阵
G
可逆，星体转动惯量矩阵
J
为正定矩阵，因此，
B≠0
，即上述系统满足全驱条件
。5.
如权利要求1所述的输入受限的挠性航天器全驱姿态饱和控制方法，其特征在于，步骤2中，姿态...

【专利技术属性】
技术研发人员：吴云华，王典，马松靖，华冰，陈志明，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：