[發明專利]基于撓性模態觀測的撓性航天器姿態控制和振動抑制方法

在審

• 申請號: 201810205731.8
• 申請日: 2018-03-13
• 公開（公告）號: CN108427272A
• 公開（公告）日: 2018-08-21
• 發明（設計）人: 白慧慧;曾建平;王靖瑤;魯麟宏;曾濤;朱平芳;付榮;林煌星;陳康舒
• 申請（專利權）人: 廈門大學
• 主分類號: G05B13/04
• 分類號: G05B13/04
• 代理公司: 桂林市持衡專利商標事務所有限公司 45107
• 代理人: 陳躍琳

1.基于撓性模態觀測的撓性航天器姿態控制和振動抑制方法，其特征是，包括步驟如下：

步驟1、建立撓性航天器的姿態動力學模型；

步驟2、選取狀態變量，將撓性航天器的姿態動力學模型轉化為易于處理的狀態空間的形式；

步驟3、通過假設航天器的姿態角和角速度可測來構造撓性模態觀測器及控制器；

步驟4、將撓性模態觀測器和控制器的設計問題轉化為SOS凸優化問題進行求解；

步驟5、利用所求解出的撓性模態觀測器和控制器即可實現撓性航天器的姿態控制和振動抑制的控制目標。

2.根據權利要求1所述的基于撓性模態觀測的撓性航天器姿態控制和振動抑制方法，其特征是，步驟1的具體子步驟如下：

步驟1.1、采用有限元離散化方法，建立撓性航天器的動力學模型：

步驟1.2、利用Rodrigues參數姿態描述法，刻畫撓性航天器的運動學模型：

其中，σ＝[σ₁ σ₂ σ₃]^T為Rodrigues參數向量，為Rodrigues參數向量的一階微分，ω＝[ω₁ ω₂ ω₃]^T為撓性航天器角速度，為撓性航天器角速率，η＝[η₁ … η_N]^T為撓性模態坐標，為撓性模態坐標的一階微分，為撓性模態坐標的二階微分，N為截取的撓性模態階數，T_c為控制力矩，ξ為撓性模態的阻尼系數矩陣，Ω為撓性模態的自然頻率矩陣，F_s為剛柔耦合系數矩陣，I_s為慣性矩陣，S(ω)為ω的叉乘矩陣。

3.根據權利要求1所述的基于撓性模態觀測的撓性航天器姿態控制和振動抑制方法，其特征是，步驟2中，所選取狀態變量其中x₁＝σ，x₂＝ω，x₃＝η，σ為Rodrigues參數向量，ω為撓性航天器角速度，η為撓性模態坐標，為撓性模態坐標的一階微分。

4.根據權利要求1所述的基于撓性模態觀測的撓性航天器姿態控制和振動抑制方法，其特征是，步驟3中，所構造的撓性模態觀測器為：

其中，z為觀測器狀態向量，為觀測器狀態向量的一階微分，L(x₁)為待設計的撓性模態觀測器增益矩陣，為選取的狀態變量，σ_i為Rodrigues參數向量σ的第i個元素，σ＝[σ₁ σ₂ σ₃]^T，α_i(x₁)為α(x₁)的第i行元素組成的向量，x_1i為狀態量x₁的第i個元素，為測量輸出，u為控制輸入向量，為撓性模態的估計值，F_s為剛柔耦合系數矩陣，I為具有合適維數的單位矩陣，ξ為撓性模態的阻尼系數矩陣，Ω為撓性模態的自然頻率矩陣，S(x₂)為x₂的叉乘矩陣，I_s為慣性矩陣，i＝1,2,3。

5.根據權利要求4所述的基于撓性模態觀測的撓性航天器姿態控制和振動抑制方法，其特征是，控制輸入向量u＝T_c，其中T_c為控制力矩。

6.根據權利要求1所述的基于撓性模態觀測的撓性航天器姿態控制和振動抑制方法，其特征是，步驟3中，所構造的控制器為：

u＝K(x₁,x₂)(x-We)

其中，K(x₁,x₂)為待設計的控制器增益矩陣，為選取的狀態變量，為x₃的估計值，為x₄的估計值，W＝[0 I]^T，0為全零矩陣，I為單位矩陣。

7.根據權利要求1所述的基于撓性模態觀測的撓性航天器姿態控制和振動抑制方法，其特征是，步驟4中，利用Matlab中的SOStools工具箱求解SOS凸優化問題。