[發明專利]基于SO(3)群的撓性航天器姿態穩定控制方法和系統

有效

• 申請號: 202110461951.9
• 申請日: 2021-04-27
• 公開（公告）號: CN113306747B
• 公開（公告）日: 2022-12-20
• 發明（設計）人: 張劍橋;史忠軍;趙毅;孔祥龍;李文龍;陳晶;孫克新;李冠穎
• 申請（專利權）人: 上海衛星工程研究所
• 主分類號: B64G1/24
• 分類號: B64G1/24
• 代理公司: 上海段和段律師事務所 31334
• 代理人: 李佳俊;郭國中

本發明提供了一種基于SO(3)群的撓性航天器姿態穩定控制方法和系統，包括：步驟1：根據外部干擾因素和撓性航天器姿態穩定控制條件，通過描述姿態誤差的非負定的勢函數，在SO(3)群上建立撓性航天器相對姿態動力學模型；步驟2：選取狀態變量，對相對姿態動力學模型進行轉化；步驟3：構建撓性模態觀測器，對航天器的模態信息進行估計；步驟4：根據模態觀測器輸出的模態信息觀測值，構建姿態穩定控制器和主動振動抑制控制器，使系統最終到達穩定狀態。本發明在航天器上不安裝撓性模態測量裝置的情況下，僅利用航天器剛體運動的姿態測量信息，設計了撓性模態觀測器，實現對模態信息的估計，大大降低了工程實現代價和難度。

技術領域

本發明涉及航天器姿態控制技術領域，具體地，涉及一種基于SO(3)群的撓性航天器姿態穩定控制方法和系統。

背景技術

航天器姿態穩定控制是完成對地觀測、激光通訊以及重力梯度測量等航天任務的關鍵技術，而建立可以描述航天器姿態運動的動力學模型是進行航天器姿態控制的基礎。現在常用的航天器姿態表示方法主要包括歐拉角、四元數以及修正羅德里格參數，然而利用歐拉角或修正羅德里格參數來描述航天器的姿態存在奇異問題，用四元數來描述姿態則存在退繞問題。在眾多姿態描述方法中，只有方向余弦矩陣可以唯一地對航天器的姿態進行全局描述。方向余弦矩陣構成了一個特殊的正交集合，該集合稱為Lie群旋轉群SO(3)，然而由于SO(3)的非線性特性，在其上直接進行控制器設計較為困難。針對這一問題，已有研究成果針對剛體機器人姿態運動的建模與控制問題，采用引入一個非負定的勢函數在SO(3)上描述姿態跟蹤誤差，然后建立姿態跟蹤系統的相對動力學模型，可以大大地簡化控制器的設計難度。可是，對于在軌運行航天器來說，隨著航天技術的不斷發展，為了執行越來越復雜的航天任務并保證較低的發射成本，一般現代航天器上都會安裝通訊天線、太陽能帆板等撓性附件。由于姿態運動與撓性附件間的強烈耦合作用，進行姿態運動時會使撓性附件產生振動，這種振動會影響姿態控制精度甚至影響系統的穩定性，更嚴重的話會對航天器造成損傷。此外，航天器在軌運行時，受到太陽光壓、大氣阻力、重力梯度力矩等因素的影響，會在航天器上產生外部干擾力矩，對控制系統的控制效果產生影響。因此，探索SO(3)上建模方法在撓性航天器姿態控制領域的應用，并設計對外部干擾和撓性附件振動具有高魯棒性、高精度的姿態穩定控制器，同時實現對撓性附件的振動抑制控制，對于推動撓性航天器姿態運動建模與控制技術的發展具有十分重要的意義。

已有很多控制理論被用來解決撓性航天器的控制問題，其中傳統PD控制方法具有結構簡單、物理意義清晰的優點，但是對于擾動的魯棒性弱，控制精度偏低。相比較而言，滑模控制反應速度快、對擾動的魯棒性高并且控制精度高。葉東[Ye Dong,SunZhaowei,“Variable structure tracking control for flexible spacecraft,”AircraftEngineering andAerospace Technology,2016,88(4):508–514]提出了一種PD與滑模控制相結合的控制策略，基于撓性模態坐標與外部干擾有界這一假設條件，解決了撓性航天器姿態控制和振動抑制問題，但是控制器中符號函數項的存在導致控制信號產生抖振，且這種假設導致控制器保守性過大。對于撓性模態的振動抑制問題，主要分為主動和被動兩種振動抑制控制方法，其中被動振動抑制控制方法主要包括了軌跡規劃方法和輸入成型方法，然而這兩種方法不能保證模態坐標的收斂性，會降低姿態控制系統的穩態精度。因此，對撓性附件振動抑制的主動控制方法進行研究具有重要意義。此外，需要指出的是，對于在軌運行航天器來說很難得到模態信息，模態測量信息的缺失將大大增加控制器設計的難度。

專利文獻CN106649947B(申請號：CN201610867370.4)公開了一種基于李群譜算法的衛星姿態數值仿真方法，包括如下步驟：S1、基于SO(3)群建立衛星的姿態運動學與動力學的李群模型；S2、選擇正則坐標，將衛星的姿態李群方程轉化為等價的李代數方程和李群重構方程；S3、用譜方法求解李代數方程得到衛星姿態轉動的角速度并利用李群重構方程求解衛星的姿態矩陣。