[發明專利]一種基于切換控制方法的撓性航天器欠驅動控制系統及其姿態控制方法

有效

• 申請號: 201410714308.2
• 申請日: 2014-11-28
• 公開（公告）號: CN104460679B
• 公開（公告）日: 2018-05-08
• 發明（設計）人: 楊浩;趙冬;姜斌
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08
• 代理公司: 南京瑞弘專利商標事務所(普通合伙) 32249
• 代理人: 楊曉玲

本發明公開了一種基于切換控制方法的撓性航天器欠驅動控制系統及其姿態控制方法，屬于航天器姿態控制的技術領域。通過建立了執行機構完全失效的撓性航天器的動力學模型，將由撓性附件的彈性振動所引起的與剛性主體的耦合看做是系統的不確定項，轉換系統的動力學模型為標準形式的非線性模型，利用分層滑模的思想將所有的狀態分為三個滑模面，對第一層滑模面應用Filippov等效定理設計等效控制分量，再利用第二層和第三層滑模面設計切換控制律，則最終的控制律是由等效控制輸入與切換控制律組合構成。本發明克服了撓性航天器在工作過程中執行器出現完全失效的情況下難以正常工作的局限性，提高了撓性航天器姿態控制系統運行的可靠性。

技術領域

本發明公開了一種基于切換控制方法的撓性航天器欠驅動控制系統及其姿態控制方法，屬于航天器姿態控制的技術領域。

背景技術

航天器姿態控制問題，因其重要的工程及學術價值，已經引起了人們極大的興趣，提出了多種多樣的航天器姿態控制方法和技術。隨著空間技術的飛速發展，新一代航天器，包括現代衛星、軌道空間站、宇宙探測器不斷進入太空，使得撓性航天器的控制問題成為空間高科技研究領域的重要課題。

根據所承擔的任務，這類航天器剛性主體上常帶有各種撓性空間結構(FlexibleSpace Structure)，如大型拋物面天線、太陽帆板、空間機械臂等。其結構尺寸一般比較大，為了減輕運載工具的負擔，這些空間結構通常采用低質量，低剛度的結構設計。這類撓性附件與中心剛體在經歷大范圍運動時，出現了撓性體彈性運動與大范圍中心剛體的耦合，這對航天器的姿態控制精度造成很大影響。研究欠驅動航天器的控制問題，除了能夠減少系統所攜帶的執行機構數量，減輕系統質量，降低系統能耗之外，也是保障全驅動系統可靠性的一種應急控制手段，對提高航天器的工作質量和實際使用壽命，并最終實現航天器長時間在軌的自主運行有著重大的理論意義和應用價值。目前，國內外的學者分別對撓性航天器的姿態控制和欠驅動剛性航天器的姿態控制進行了研究，且具有一定的成果，但是對撓性欠驅動航天器的姿態控制方面的研究較少。

近年來，滑模控制技術因其所具有的優良特性而受到越來越多的重視，滑模控制技術能夠克服系統的不確定性，對干擾和未建模動態具有很強的魯棒性，尤其對非線性系統的控制具有良好的控制效果，且非線性表現為控制的不連續性。傳統的滑模控制方法在本次研究中以不再適用，本發明提出了一種分層滑模的控制思想，該方法通過自行設計所需的滑模面和等效控制輸入(等效控制律)，能快速響應輸入的變換，適用于航天器的欠驅動控制。

發明內容

發明目的：為了克服現有技術中存在的不足，本發明提供一種基于切換控制方法的撓性航天器欠驅動控制系統及其姿態控制方法，該發明能夠在執行器失效的撓性航天器姿態控制系統在滑模控制器的作用下，實時對失效軸進行補償，迅速地減小了執行器失效對撓性航天器姿態系統的影響，提高了控制系統的性能。

為實現上述目的，一種基于切換控制方法的撓性航天器的欠驅動控制系統，包括識別器、切換器、欠驅動控制器、執行機構、選擇開關以及姿態控制系統，所述選擇開關包括輸入端和一個以上的連接端；所述識別器、切換器、選擇開關、欠驅動控制器、執行機構、姿態控制系統依次連接，同時所述識別器的輸入端與姿態控制系統的輸出端連接形成閉環姿態控制系統，其中：

識別器，用于對姿態控制系統所輸出的姿態和角速度進行識別，并根據識別出的姿態和角速度判斷其慣性主軸中的兩個軸的控制力矩得到切換信號，同時將該切換信號輸送給切換器；

切換器，用于根據識別器發送的切換信號控制選擇開關與對應的欠驅動控制器連通；

選擇開關，所述選擇開關的輸出端數目與欠驅動控制器的個數相同，所述選擇開關根據切換器的控制選擇一個輸出端與其對應的欠驅動控制器連通；

欠驅動控制器，所述欠驅動控制器是以航天器繞慣性主軸旋轉的角速度、航天器的姿態、撓性附件的運動狀態為輸入，得到姿態控制的控制信號，并將該控制信號發送到執行機構；