【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及航天控制系统领域，具体是一种重力梯度卫星分段最优姿态跟踪控制方法。
技术介绍
1、空间环境中的各种效应对在轨航天器的安全运行以及航天员的身体健康构成了严重的威胁，开展空间环境探测与研究十分必要。在此背景下，由卫星平台、盘绕式伸展臂和末端有效载荷三者构成的重力梯度卫星应用前景广阔。盘绕式伸展臂作为一种典型的一维柔性展开机构，具有质量轻、功耗小、展开收拢比大等优点，对于星上资源有限的微小卫星十分重要。末端有效载荷包括相机、x射线光谱仪和微波辐射计等，可以用于空间物理数据的局部观测。为了获得大规模的空间数据，有效载荷需要探测不同轨道上的空间环境，因此存在轨道转移问题。在实际应用中，通常采用常规的脉冲轨道转移方法，如单脉冲轨道转移和三脉冲轨道转移。然而，由于盘绕式伸展臂系统低频、密模态、非线性的动力学特性明显，较小的载荷也可能会引起较大的振动。因此，脉冲推力的突然冲击不适合具有盘绕式伸展臂的重力梯度微卫星，连续推力更适合含盘绕式伸展臂的重力梯度微卫星轨道转移。随着电推进技术的进步，使用小的、连续的、恒定的推力已成为实现两个轨道之间轨道转移的一种实用有效的方法。但目前国内的研究大多是针对开普勒轨道上重力梯度系统进行建模、动力学分析和控制，而对轨道转移中重力梯度系统的研究较少，目前没有提出切实有效的控制方法。
2、本专利技术设计了一种基于电推轨道转移的重力梯度卫星的分段最优姿态跟踪控制方法。该方法通过设计分段最优轨迹和基于有限时间跟踪误差函数的分段自适应终端滑模控制方法，可解决有限时间收敛和不确定性边界问题，并增强
技术实现思路
1、本专利技术为解决用于空间环境探测的重力梯度卫星在共面轨道转移过程中的姿态控制问题。针对轨道转移中的刚体-柔性附件-刚体的重力梯度系统，提供一种重力梯度卫星分段最优姿态跟踪控制方法。
2、为实现上述目的，本专利技术提供如下技术方案：
3、一种重力梯度卫星分段最优姿态跟踪控制方法，所述重力梯度卫星由卫星平台、盘绕式伸展臂和末端有效载荷组成，所述方法包括以下步骤：
4、s01、建立系统的姿态动力学和轨道动力学模型；
5、s02、设计分段最优轨迹；
6、s03、设计分段自适应终端滑模控制器。
7、作为本专利技术进一步的技术方案，步骤s01中，基于哑铃模型建立重力梯度卫星的二阶姿态动力学模型，基于电推共面轨道转移建立重力梯度卫星的轨道动力学模型，姿态动力学方程为：
8、
9、其中，x1＝θ表示卫星俯仰角，x2＝θ表示卫星俯仰角速度，xa＝[x1，x2]t；δfa(xa，t)表示系统的不确定性，||δfa(xa，t)||x＝δfmax(xa，t)，δda(xa，t)是外部扰动，||δda(xa，t)||∞＝δdmax(xa，t)；b＝cos(γ-θ)i-1，fa(xa，t)的表达式为：
10、
11、其中，γ定义为电推力横向分量fα与电推力f之间的推力方向角；
12、轨道动力学方程为：
13、
14、其中，x3＝[r，α]t，xb＝[x3，x4]t；r是地心距，α是极角，δdb(xb，t)是扰动矢量，fb(xb，t)的表达式为：
15、
16、其中，fγ＝f(m+m)-1[sinγ，r-1cosγ]t为电推力水平分量。
17、作为本专利技术进一步的技术方案，步骤s02中，设计close-loop最优控制方法，在机载计算机性能约束下进行多次open-loop优化计算，得到分段最优轨迹。
18、作为本专利技术进一步的技术方案，步骤s03中，所述设计分段自适应终端滑模控制器的步骤包括：设计有限时间跟踪误差函数；基于有限时间跟踪误差函数，设计分段自适应终端滑模控制器；
19、其中，所述设计有限时间跟踪误差函数的步骤包括：在周期t∈[ti-1，ti+1]内，定义e(t)＝θ(t)-θc(t)为跟踪误差，其中，θc(t)为期望俯仰角；
20、定义ei(t)为期望跟踪误差，为了保证有限时间收敛，将ei(t)定义为多项式函数：
21、
22、其中，ka＝(t-ti-1)(ti-ti-1)-1；
23、在跟踪误差函数的定义中，ei(ti-1)e(ti-1)，ei(ti)＝0，说明系统在ti-1时刻在滑模面上，消除了到达段；此外，ei(t)在有限时间ti-ti-1接近0。
24、作为本专利技术进一步的技术方案，步骤s03中，所述基于有限时间跟踪误差函数，设计分段自适应终端滑模控制器的步骤包括：
25、设定系统不确定性δfa(xa，t)和外部扰动δda(xa，t)在周期t∈[ti-1，ti+1]中满足以下不等式：
26、||δfa(xa，t)+δda(xa，t)||≤σ1+σ2·||xa||；
27、其中，σ1和σ2是非负常数，θ和由传感器确定，所以和||xa||在所提控制器执行前就是已知的；
28、定义σ1′和σ2′为自适应参数的估计值，误差eσ1和eσ2的表达式如下：
29、eσ1＝σ1′-σ1，eσ2＝σ2′-σ2；
30、基于姿态动力学方程、期望跟踪误差函数及不确定性和系统扰动不等式，将滑模面设计为s＝c(e-ei)，其中，c＝[c，1]，且t∈[ti-1，ti+1]，终端滑模控制器设计如下：
31、
32、其中，η＝η0+σ1′+σ2′·||xa||，且η0＞0；
33、此外，自适应参数的估计值满足以下方程：
34、
35、其中，p和q是正值，σ1′(0)和σ2′(0)是σ1′和σ2′的初始值。
36、与现有技术相比，本专利技术的有益效果是：
37、本专利技术针对轨道转移中的重力梯度卫星，采用哑铃模型描述其在共面轨道转移中的摆动运动，建立姿态动力学；基于电推共面轨道转移建立轨道动力学模型。该模型充分考虑了重力梯度卫星各组成部分的结构特点和力学特性，在保证模型可靠和准确的前提下，尽可能地使问题简化。基于close-loop(cl)最优控制设计分段最优轨迹，在充分考虑计算延迟影响的同时，消除由于系统的不确定性和外部扰动导致的最优轨迹偏差，提升系统的稳定性和鲁棒性。在此基础上，设计有限时间跟踪误差函数，柔化系统的抖振，保证系统在每个周期中的稳定性和鲁棒性。基于有限时间跟踪误差函数设计自适应终端滑模控制方法，实现每个周期的姿态跟踪，解决了有限时间收敛和不确定性边界问题。
38、本专利技术以共面轨道转移中的重力梯度卫星为特定对象，提出的分段最优姿态跟踪控制方法有利于提升控制性能，结构简单，易于实现，具有实际的工程应用价值。
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1.一种重力梯度卫星分段最优姿态跟踪控制方法，所述重力梯度卫星由卫星平台、盘绕式伸展臂和末端有效载荷组成，其特征在于，所述方法包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种重力梯度卫星分段最优姿态跟踪控制方法，其特征在于，步骤S01中，基于哑铃模型建立重力梯度卫星的二阶姿态动力学模型，基于电推共面轨道转移建立重力梯度卫星的轨道动力学模型，姿态动力学方程为：
3.根据权利要求1所述的一种重力梯度卫星分段最优姿态跟踪控制方法，其特征在于，步骤S02中，设计close-loop最优控制方法，在机载计算机性能约束下进行多次open-loop优化计算，得到分段最优轨迹，步骤如下：
4.根据权利要求1所述的一种重力梯度卫星分段最优姿态跟踪控制方法，其特征在于，步骤S03中，所述设计分段自适应终端滑模控制器的步骤包括：设计有限时间跟踪误差函数；基于有限时间跟踪误差函数，设计分段自适应终端滑模控制器；
5.根据权利要求4所述的一种重力梯度卫星分段最优姿态跟踪控制方法，其特征在于，步骤S03中，所述基于有限时间跟踪误差函数，设计分段自适应终端滑模控制器
...【技术特征摘要】
1.一种重力梯度卫星分段最优姿态跟踪控制方法，所述重力梯度卫星由卫星平台、盘绕式伸展臂和末端有效载荷组成，其特征在于，所述方法包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种重力梯度卫星分段最优姿态跟踪控制方法，其特征在于，步骤s01中，基于哑铃模型建立重力梯度卫星的二阶姿态动力学模型，基于电推共面轨道转移建立重力梯度卫星的轨道动力学模型，姿态动力学方程为：
3.根据权利要求1所述的一种重力梯度卫星分段最优姿态跟踪控制方法，其特征在于，步骤s02中，设计close-loop最优控...
【专利技术属性】
技术研发人员：孙亮，郭琦，赵泽林，刘宇，黄海，赵国伟，郭艳，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：
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