[發明專利]剛體航天器的抗退繞滑模姿態跟蹤控制方法及系統

有效

• 申請號: 202110995865.6
• 申請日: 2021-08-27
• 公開（公告）號: CN113697131B
• 公開（公告）日: 2022-04-22
• 發明（設計）人: 董瑞琦;吳愛國;張穎;侯明哲
• 申請（專利權）人: 哈爾濱工業大學（深圳）
• 主分類號: B64G1/24
• 分類號: B64G1/24
• 代理公司: 哈爾濱龍科專利代理有限公司 23206
• 代理人: 李智慧

1.一種剛體航天器的抗退繞滑模姿態跟蹤控制方法，其特征在于所述方法包括如下步驟：

步驟S1：建立如下剛體航天器姿態跟蹤誤差的運動學方程和動力學方程：

其中，q_e∈R⁴為航天器本體姿態，ω_e∈R³為航天器本體坐標系相對于期望坐標系的姿態角速度在本體坐標系下的姿態角速度；ω_d∈R³為期望坐標系相對于慣性坐標系在期望坐標系下的姿態角速度；d為上界已知的時變外部干擾，J∈R^3×3為剛體航天器的對稱的轉動慣量矩陣；u為作用在剛體航天器上的外部控制力矩；ω_b∈R³為航天器本體坐標系相對于慣性坐標系的姿態角速度；q_e0,q_ev分別為q_e的標量部分和向量部分，I₃為3×3的單位矩陣；

步驟S2：采用雙曲正弦函數構造滑模函數，使得滑模面包含兩個平衡點，所述滑模函數如下：

s＝ω_e+λσ；

其中，參數λ為正數，

步驟S3：基于李雅普諾夫穩定性理論，設計如下抗退繞滑模姿態跟蹤控制算法：

其中，λ為正數，β₂(t)為動態參數，u_eq為等效控制，u_n為補償干擾的控制項，u_f為保證滑模函數有限時間收斂的控制項；

步驟S4：設計抗退繞滑模姿態跟蹤控制算法的動態參數，給出兩個平衡點對應的吸引域，其中，動態參數β₂(t)為：

其中，

步驟S5：將抗退繞滑模姿態跟蹤控制算法應用于剛體航天器跟蹤控制，避免航天器發生退繞的情況。

2.根據權利要求1所述的剛體航天器的抗退繞滑模姿態跟蹤控制方法，其特征在于所述步驟S1中，其中：

θ∈[0,2π]為歐拉角，e∈R³為歐拉軸，則航天器姿態機動為航天器繞歐拉軸e旋轉角度θ，

3.一種實現權利要求1-2任一項所述方法的抗退繞滑模姿態跟蹤控制系統，其特征在于所述系統包括方程建立模塊、滑模函數模塊、算法設計模塊、應用模塊，其中：

所述方程建立模塊用于建立剛體航天器姿態跟蹤誤差的運動學方程和動力學方程；

所述滑模函數模塊用于構造滑模函數，使得滑模面包含兩個平衡點；

所述算法設計模塊用于基于李雅普諾夫理論，設計抗退繞滑模姿態機動控制算法；

所述應用模塊用于將抗退繞滑模姿態機動控制算法應用于剛體航天器姿態跟蹤控制系統，避免航天器發生退繞的情況。