本发明专利技术提供了一种基于反馈线性化技术的航天器相对姿态控制方法，首先建立两个航天器的相对姿态动力学模型，然后基于反馈线性化技术进行相对姿态控制器设计。本发明专利技术直接采用非线性相对姿态模型进行控制器设计，并采用反馈线性化技术设计相对姿态控制器。在保证模型精度和控制精度的同时，所设计的控制器简便实用，对星载计算机没有特殊要求，特别适用于需要实时解算且计算能力有限的空间任务。
【技术实现步骤摘要】
【技术保护点】
一种基于反馈线性化技术的航天器相对姿态控制方法，其特征在于包括下述步骤：步骤一、建立两个航天器的相对姿态动力学模型追踪航天器和目标航天器的姿态动力学方程为：Jcω·c+ωc×Jcωc=Tcb+Tcd---(1)Jtω·t+ωt×Jtωt=Ttd---(2)式中，Jc、Jt分别为追踪航天器和目标航天器的转动惯量，ωc、ωt分别为追踪航天器本体系和目标航天器本体系相对于惯性系的旋转角速度，Tcd、Ttd分别为追踪航天器和目标航天器受到的姿态干扰力矩，Tcb为追踪航天器施加的姿态控制力矩；使用四元数来描述航天器的姿态运动，则追踪航天器和目标航天器的姿态以及两个航天器的相对姿态qe可表示为qc=qc0q‾cTT,qt=qt0q‾tTT,qe=qe0q‾eTT;其中，qc0，qt0和qe0为四元数的标量部分，和为四元数的矢量部分；定义为向量的反对称矩阵，则两个航天器的相对姿态四元数qe为式中，为qt的共轭四元数，qt*=qt0-q‾tTT,I3为三阶单位矩阵；定义和分别为追踪航天器本体系和目标航天器本体系相对惯性系的转换矩阵，则目标航天器本体系stb到追踪航天器本体系scb的转换矩阵为Ccbtb=Ccbi(Ctbi)T---(4)Ccbi=(qc02-q‾cTq‾c)I3+2q‾cq‾cT-2qc0S(q‾c)---(5)Ctbi=(qt02-q‾tTq‾t)I3+2q‾tq‾tT-2qt0S(q‾t)---(6)其中，I3为三阶单位矩阵，为向量的反对称矩阵；定义ωe为追踪航天器相对目标航天器的角速度，则在追踪航天器体坐标系scb中可表示为ωe=ωc-Ccbtbωt---(7)对进行求导后，两端同左乘矩阵Jc可得Jcω·e=Jcω·c-JcCcbtbω·t-Jcωe×(ωe-ωc)---(8)将(1)，(2)，(7)代入上式，经整理，可以得到Jcω·e+(ωe+Ccbtbωt)×Jc(ωe+Ccbtbωt)-Jcωe×Ccbtbωt-JcCcbtbJt-1(ωt×Jtωt)=Tcb+Tcd-JcCcbtbJt-1(Ttd)---(9)将上式展开，则有Jcω·e-S[Jc(ωe+Ccbtbωt)]ωe+S(Ccbtbωt)Jcωe+JcS(Ccbtbωt)ωe-JcCcbtbJt-1S(ωt)Jtωt+S(Ccbtbωt)Jc(Ccbtbωt)=Tcb+(Tcd-JcCcbtbJt-1Ttd)---(10)将相对姿态动力学方程化为如下级联形式：q·e=12Ω(qe)eω=12-qe1-qe2-qe3qe0-qe3qe2qe3qe0-qe1-qe2qe1qe0ωe---(11)Jcω·e=-Cωe-N(ωe)+Tc+Td---(12)上式当中各项的具体表达如下，其中Ω(qe)=-qe1-qe2-qe3qe0-qe3qe2qe3qe0-qe1-qe2qe1qe0,Tc=Tcb，Td=Tcd-JcCcbtbJt-1Ttd,N(ωe)=S(Ccbtbωt)Jc(Ccbtbωt)-JcCcbtbJt-1S(ωt)Jtωt,C=-S[Jc(ωe+Ccbtbωt)]+S(Ccbtbωt)Jc+JcS(Ccbtbωt);由于为反对称矩阵，且S(Ccbtbωt)Jc+J...
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：李鹏，岳晓奎，袁建平，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：
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