[發明專利]撓性航天器無角速度測量的姿態控制方法

有效

• 申請號: 201810255133.1
• 申請日: 2018-03-23
• 公開（公告）號: CN108536164B
• 公開（公告）日: 2021-10-08
• 發明（設計）人: 張穎;丁清澍;吳愛國
• 申請（專利權）人: 哈爾濱工業大學深圳研究生院
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08
• 代理公司: 深圳市添源知識產權代理事務所(普通合伙) 44451
• 代理人: 羅志偉

本發明提出了一種撓性航天器無角速度測量的姿態控制方法，采用修正型的Rodrigues參數來描述撓性航天器的姿態，建立基于修正型的Rodrigues參數的運動學方程，并采用混合坐標法對中心剛體帶有撓性附件的撓性航天器建立姿態動力學方程。針對修正型的Rodrigues參數描述的撓性航天器的姿態控制系統模型，通過引入一種無源濾波器去替換角速度信息，從而設計一種基于狀態反饋的無角速度測量的姿態控制律。本發明解決了撓性航天器在飛行過程中需要實時的角速度傳感器的測量數據才能實現航天器姿態的穩定控制問題，完成撓性航天器的高魯棒性控制。仿真實驗證明本發明中的無角速度測量的姿態控制方法具有良好的魯棒性。

技術領域

本發明涉及航天器控制技術領域，尤其涉及一種撓性航天器無角速度測量的姿態控制方法。

背景技術

傳統研究所設計的姿態控制器中需要角速度傳感器的測量數據，其價格昂貴且易出故障，影響實際航天器控制系統的應用，不能保證優良的魯棒性。

發明內容

針對現有技術中存在的缺陷或不足，本發明提供了一種撓性航天器無角速度測量的姿態控制方法，在撓性模態變量可測量的情況下，基于修正型的Rodrigues參數系統模型，設計了基于反饋線性化方法構造的一種漸近穩定的狀態反饋的姿態控制律，能夠避免實際控制系統中的角速度傳感器的使用。

為了實現上述目的，本發明采取的技術方案是：

一種撓性航天器無角速度測量的姿態控制方法，包括：S1、建立修正型的Rodrigues參數系統模型的運動學方程和動力學方程；S2、選取濾波器；S3、基于無源法設計姿態控制律。

本發明的有益效果是：采用本發明方法設計的撓性航天器的姿態控制器，在不使用角速度傳感器的情況下，仍能保證平穩地控制航天器的姿態，其具有良好的魯棒性，且當航天器控制系統在運作時，航天器的姿態能迅速趨于穩定。

附圖說明

圖1是撓性航天器無角速度測量的姿態控制方法的simulink模型框圖。

具體實施方式

下面結合附圖說明及具體實施方式對本發明進一步說明。

本發明假設撓性航天器的模態變量η和ψ可測量，設計一種基于反饋線性化方法構造的漸近穩定的狀態反饋的姿態控制律。

Step 1建立運動學方程和動力學方程

采用修正型的Rodrigues參數來分別描述撓性航天器的姿態，以此為基礎的撓性航天器控制系統模型的運動學方程和動力學方程分別如下所示：

采用修正型的Rodrigues參數來描述撓性航天器的姿態，并以此為基礎的撓性航天器的運動學方程如下：

其中，ω為航天器的姿態角速度，G(σ)表示為下式：

且σ為修正型的Rodrigues參數向量，為其導數，其反對稱矩陣為：

修正型的Rodrigues參數系統模型的動力學方程：

其中，S(ω)為ω的反對稱矩陣，即

J_mb＝J-δ^Tδ表示為主體慣量矩陣，為撓性附件的總速度，ω表示撓性航天器的姿態角速度；u表示控制力矩；δ表示為剛體動力學與撓性動力學間的耦合作用矩陣；C，K分別表示為阻尼矩陣和剛度矩陣，

C＝diag{2ξ_iω_ni，i＝1，...，N}