[發明專利]模型不確定航天器無退繞姿態跟蹤有限時間控制方法有效
| 申請號： | 201810429959.5 | 申請日： | 2018-05-08 |
| 公開（公告）號： | CN108663936B | 公開（公告）日： | 2019-06-25 |
| 發明（設計）人： | 楊雅君;楊雪榕;潘升東;張學陽;呂永申;武志勇 | 申請（專利權）人： | 中國人民解放軍戰略支援部隊航天工程大學 |
| 主分類號： | G05B13/04 | 分類號： | G05B13/04 |
| 代理公司： | 北京元周律知識產權代理有限公司 11540 | 代理人： | 李花 |
| 地址： | 101416*** | 國省代碼： | 北京;11 |
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| 摘要： | |||
| 搜索關鍵詞： | 姿態跟蹤 航天器 時間控制 實際姿態 控制律 退繞 姿態跟蹤誤差 航天器系統 方法控制 跟蹤指令 工程實現 計算指令 控制算法 控制要求 輸入指令 外部擾動 有效方案 運動模型 轉動慣量 姿態控制 姿態誤差 傳統的 滑模面 快速性 魯棒性 自適應 構建 擾性 受控 向量 重復 | ||
1.一種模型不確定航天器無退繞姿態跟蹤有限時間控制方法，其特征在于，包括以下步驟：
步驟S100：輸入指令姿態(Rd,ωd)；
步驟S200：計算所述指令姿態(Rd,ωd)與實際姿態之間的姿態跟蹤誤差量；
步驟S300：計算姿態誤差向量S，根據誤差角速度向量和姿態誤差向量S設計有限時間滑模面σ；
步驟S400：構建航天器的姿態跟蹤運動模型，以所述姿態跟蹤運動模型為受控對象，采用超螺旋控制算法并結合所述有限時間滑模面σ，得到超螺旋姿態跟蹤控制律；
步驟S500：根據所述超螺旋姿態跟蹤控制律計算得到姿態跟蹤控制量，將所述姿態跟蹤控制量輸入待控制航天器，判斷所述航天器的實際姿態與期望姿態的姿態誤差角是否滿足控制要求，如果不滿足則測量受控航天器的實際姿態并返回步驟S200中；
步驟S600：重復步驟S200～S500直至所述待控制航天器的實際姿態滿足控制要求；
所述有限時間滑模面σ為：
式中，p∈(1,2)為兩個正奇數之比；K＞0為標量常數；為誤差角速度向量。
2.根據權利要求1所述的模型不確定航天器無退繞姿態跟蹤有限時間控制方法，其特征在于，所述姿態誤差向量S按式(3)計算：
式中，a1、a2、a3為互不相同的大于1的正實數，e1＝[1,0,0]T、e2＝[0,1,0]T、e3＝[0,0,1]T，為誤差方向余弦矩陣。
3.根據權利要求1所述的模型不確定航天器無退繞姿態跟蹤有限時間控制方法，其特征在于，所述構建所述航天器的姿態跟蹤運動模型的步驟，包括以下步驟：
定義航天器姿態跟蹤運動的坐標系及運動參數，根據所述航天器姿態跟蹤運動的坐標系及運動參數，得到航天器姿態運動模型；
根據所述姿態跟蹤誤差量、所述航天器姿態運動模型和時變轉動慣量矩陣得到所述航天器的姿態跟蹤運動模型。
4.根據權利要求3所述的模型不確定航天器無退繞姿態跟蹤有限時間控制方法，其特征在于，所述定義航天器姿態跟蹤運動的坐標系及運動參數為：采用參考慣性坐標系OeXeYeZe和本體坐標系OCXbYbZb對航天器的姿態運動進行描述，運動參數定義為：
航天器實際姿態元素rbij為OCXbYbZb系和OeXeYeZe系相應基向量之間的方向余弦；
航天器實際角速度ωb＝[ωbx,ωby,ωbz]T，ωbx、ωby、ωbz分別繞為OCXb軸、OCYb軸、OCZb軸方向角速度；
記姿態運動廣義坐標為(Rb,ωb)。
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