[發明專利]一種控制受限軸對稱航天器的線性反饋姿態控制方法

有效

• 申請號: 201810235750.5
• 申請日: 2018-03-21
• 公開（公告）號: CN108388134B
• 公開（公告）日: 2020-10-02
• 發明（設計）人: 周彬;羅威威;段廣仁
• 申請（專利權）人: 哈爾濱工業大學
• 主分類號: G05B13/04
• 分類號: G05B13/04
• 代理公司: 哈爾濱市松花江專利商標事務所 23109
• 代理人: 岳泉清

一種控制受限軸對稱航天器的線性反饋姿態控制方法，本發明涉及控制受限軸對稱航天器的線性反饋姿態控制方法。本發明為了解決現有控制器設計復雜，不易于工程實現以及執行器飽和的問題。本發明包括：步驟一：建立控制受限軸對稱航天器姿態控制的姿態運動學與姿態動力學方程，根據建立的控制受限軸對稱航天器姿態控制的姿態運動學與姿態動力學方程得到線性化姿態方程，其中滾轉?偏航通道與俯仰通道解耦；步驟二：在滾轉?偏航通道，建立滾轉?偏航通道狀態空間方程，把滾轉?偏航通道狀態空間方程轉化為歸一化方程，設計有界線性反饋全局鎮定控制器；步驟三：在俯仰通道，設計有界線性反饋全局鎮定控制器。本發明用于航天器控制領域。

技術領域

本發明涉及控制受限軸對稱航天器的線性反饋姿態控制方法。

背景技術

飽和非線性存在于每一個實際控制系統之中，最終使系統具有本質的非線性，就航天器姿態控制系統而言，典型的執行器比如磁力矩器，飛輪或是控制力矩陀螺由于物理限制和能量假設的原因都要受飽和約束的。因此，傳統的姿態控制方法可能導致控制信號超過飽和水平，這可能導致輸入信號與實際控制之間產生嚴重差異，從而降低實際控制系統的控制品質，甚至導致閉環系統的不穩定性。因此，航天器姿態控制系統中執行器的受限問題必須予以考慮。

由于稀缺的星載資源和復雜的工作環境，尤其是對微納小衛星來說，要求設計姿態鎮定控制器必須盡可能的簡單。那么線性反饋是最好的選擇。注意到，如果開環系統是中立穩定的，則存在線性全局鎮定控制器，但在實際中這個條件并不總是滿足。就軸對稱航天器而言，相應的開環系統不是中立穩定的，從而設計線性全局鎮定控制器是一個挑戰。

發明內容

本發明的目的是為了解決現有控制器設計復雜，不易于工程實現以及執行器飽和的問題，而提出一種控制受限軸對稱航天器的線性反饋姿態控制方法。

一種控制受限軸對稱航天器的線性反饋姿態控制方法包括以下步驟：

步驟一：建立控制受限軸對稱航天器姿態控制的姿態運動學與姿態動力學方程，根據建立的控制受限軸對稱航天器姿態控制的姿態運動學與姿態動力學方程得到線性化姿態方程，其中滾轉-偏航通道與俯仰通道解耦；

步驟二：在滾轉-偏航通道，建立滾轉-偏航通道狀態空間方程，把滾轉-偏航通道狀態空間方程轉化為歸一化方程，設計有界線性反饋全局鎮定控制器；其中控制增益滿足顯式條件，并且控制增益的選取獨立于軌道角速度，通過構造合適的二次型加積分型的Lyapunov函數，保證閉環子系統的全局漸近穩定性；

步驟三：在俯仰通道，設計有界線性反饋全局鎮定控制器。其中控制增益可以任意調節，通過構造顯式的Lyapunov函數，保證閉環子系統的全局漸近穩定性。

本發明的有益效果為：

本發明為了實現控制受限情形下軸對稱航天器姿態控制系統的全局穩定，針對控制受限情形下的軸對稱航天器的三軸姿態控制系統，設計者將姿態控制系統轉換成歸一化系統，通過設計一類歸一化系統的線性反饋全局鎮定控制器，從而獲得姿態控制系統的線性全局鎮定控制器，其中控制增益滿足顯式的條件，并且控制增益獨立于軌道角速度，易于工程實現，通過構造顯式的Lyapunov函數，保證控制受限軸對稱航天器的三軸姿態控制系統的全局漸近穩定性。

通過聯合步驟二和步驟三，得到控制受限情形下的線性反饋全局鎮定控制器，并且控制器效果說明：仿真結果中，可以看出閉環系統在0.2個軌道周期內成功地收斂到平衡點；由于在仿真中所用的是真實非線性模型并考慮了慣性矩陣的不確定性，所以仿真結果還說明了利用本方法所設計的控制方案具有較好的魯棒性，且本發明控制器設計易于工程實現。

附圖說明

圖1是地心慣性坐標系和衛星參考坐標系示意圖；

圖2是為q₁在初始誤差10-deg和0.01deg/s時的變化曲線圖；