[發明專利]非合作目標組合體航天器的數據驅動姿態控制器設計方法

有效

• 申請號: 201810638145.2
• 申請日: 2018-06-20
• 公開（公告）號: CN108804846B
• 公開（公告）日: 2022-06-21
• 發明（設計）人: 周彬;李冬旭;姜懷遠;段廣仁
• 申請（專利權）人: 哈爾濱工業大學
• 主分類號: G06F30/20
• 分類號: G06F30/20;G05D1/08
• 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

1.一種非合作目標組合體航天器的數據驅動姿態控制器設計方法，其特征在于：所述非合作目標組合體航天器的數據驅動姿態控制器設計方法包括以下步驟：

步驟一：建立非合作目標組合體航天器姿態控制的姿態運動學方程與姿態動力學方程的具體過程為：

(1)坐標系定義：

定義地心赤道慣性坐標系為OX_iY_iZ_i，其中坐標系的原點設在地心O處，OX_i軸在赤道平面內指向春分點，OZ_i垂直于赤道平面指向地球北極，OY_i與OX_i和OZ_i兩軸構成右手垂直坐標系；

軌道坐標系為O′X_oY_oZ_o，坐標原點位于航天器的質心，O′X_o處于軌道平面，垂直于O′Z_o軸并且指向航天器速度方向，O′Z_o指向地心，O′Y_o與軌道平面相互垂直，且同O′X_o與O′Z_o組成右手坐標系；

衛星本體坐標系為O′X_bY_bZ_b，其坐標原點位于航天器的質心，O′X_b、O′Y_b、O′Z_b分別為航天器的慣量主軸；

(2)建立航天器姿態控制系統的姿態運動學與姿態動力學模型；

四元數姿態矩陣：

姿態運動學方程：

其中，所述q是四元數q＝[q₁ q₂ q₃ q₄]^T，q₁、q₂、q₃、q₄為四元數的四個分量，e＝[e_x e_y e_z]^T是歐拉軸，四元數向量部分q_v＝[q₁ q₂ q₃]^T，E₃表示3階單位矩陣，e_x，e_y和e_z分別表示歐拉軸e在參考坐標系下的x軸、y軸和z軸的余弦，Φ是歐拉轉角，q^×是叉積運算，表示為：

設衛星本體坐標系O′X_bY_bZ_b相對于軌道坐標系O′X_oY_oZ_o在X軸，c_x、c_y和c_z分別表示姿態矩陣C在O′X_o、O′Y_o和O′Z_o方向的分量；

ω_r＝[ω_rx ω_ry ω_rz]^T是衛星本體坐標系O′X_bY_bZ_b相對于軌道坐標系O′X_oY_oZ_o的相對角速度，ω_rx，ω_ry和ω_rz分別表示角速度ω_r在O′X_o、O′Y_o和O′Z_o方向的分量；

姿態動力學方程：

I＝diag{I_x I_y I_z}是航天器的轉動慣量，I_x、I_y和I_z是轉動慣量在O′X_b、O′Y_b和O′Z_b方向的分量，ω＝[ω_x ω_y ω_z]^T是衛星本體坐標系O′X_bY_bZ_b相對地心赤道慣性坐標系OX_iY_iZ_i的角速度，ω_x，ω_y和ω_z分別表示角速度ω在OX_i、OY_i和OZ_i的分量，向量ω_r和ω滿足：

ω_r＝ω+ω₀c_y (3)

表示衛星繞地球旋轉的角速度，μ＝3.986×10¹⁴m³/s²是地球引力常數，r是衛星環繞軌道的半長軸；T_c＝[T_cx T_cy T_cz]^T是航天器的控制力矩，T_cx，T_cy和T_cz分別表示控制力矩在O′X_b、O′Y_b和O′Z_b方向的分量；向量T_g是航天器的重力梯度力矩：

其中T_gx，T_gy和T_gz分別表示重力梯度力矩在O′X_b、O′Y_b和O′Z_b方向的分量；

步驟二：根據步驟一建立的非合作目標組合體航天器姿態控制的姿態運動學方程與姿態動力學方程得到線性化姿態方程的具體過程為：

在平衡點q^*＝[0 0 0 1]^T和ω^*＝[0 -ω₀ 0]^T處線性化姿態運動學方程(1)與姿態動力學方程(2)得到：

其中為q₁的一階導數，為q₂的一階導數，為q₃的一階導數，ω₀表示衛星繞地球旋轉的角速度，為ω_rx的一階導數，為ω_ry的一階導數，為ω_rz的一階導數；

航天器滾轉角ψ，俯仰角θ，偏航角與四元數q之間的關系為：

其中t為時間；

建立線性化姿態方程的具體過程為：

選取狀態變量x(t)：

則方程(4)和(5)寫成如下形式，

其中為x(t)的一階導數，u(t)＝T_c為航天器的控制力矩，A和B為中間變量；

其中σ₁、σ₂、σ₃為中間變量，σ₁＝(I_y-I_z)/I_x，σ₂＝(I_x-I_z)/I_y，σ₃＝(I_y-I_x)/I_z；

組合體航天器的慣量矩陣I寫成如下形式：

其中，是服務航天器的慣量矩陣；定義中間變量和分別為服務航天器在O′X_b、O′Y_b和O′Z_b方向的分量，則A和B表示為：

式中ΔA、和η為中間變量；

方程(5)所示的組合體航天器姿態控制系統寫為：

步驟三：根據步驟二得到的線性化姿態方程采用參量李雅普諾夫方程設計Kleinman迭代算法的初始反饋增益K₀；

步驟四：根據步驟三設計的初始反饋增益K₀采用數據驅動的方法，設計非合作目標組合體航天器姿態控制器。