[發(fā)明專利]剛體航天器的抗退繞滑模姿態(tài)跟蹤控制方法及系統(tǒng)

有效

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• 申請日: 2021-08-27
• 公開（公告）號: CN113697131B
• 公開（公告）日: 2022-04-22
• 發(fā)明（設計）人: 董瑞琦;吳愛國;張穎;侯明哲
• 申請（專利權(quán)）人: 哈爾濱工業(yè)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

本發(fā)明公開了一種剛體航天器的抗退繞滑模姿態(tài)跟蹤控制方法及系統(tǒng)，所述方法包括如下步驟：步驟S1：建立剛體航天器姿態(tài)跟蹤誤差的運動學方程和動力學方程；步驟S2：采用雙曲正弦函數(shù)構(gòu)造滑模函數(shù)，使得滑模面包含兩個平衡點；步驟S3：基于李雅普諾夫穩(wěn)定性理論，設計抗退繞滑模姿態(tài)跟蹤控制算法；步驟S4：設計動態(tài)參數(shù)，給出兩個平衡點對應的吸引域；步驟S5：將抗退繞滑模姿態(tài)跟蹤控制算法應用于剛體航天器跟蹤控制，避免航天器發(fā)生退繞的情況。本發(fā)明通過抗退繞滑模姿態(tài)跟蹤控制方法可以使航天器系統(tǒng)具有良好的穩(wěn)定性，當航天器系統(tǒng)受到外部干擾進行姿態(tài)跟蹤時，航天器的姿態(tài)能很快趨于穩(wěn)定，無退繞現(xiàn)象。

技術(shù)領域

本發(fā)明屬于剛體航天器技術(shù)領域，涉及一種剛體航天器的帶動態(tài)參數(shù)的抗退繞滑模姿態(tài)跟蹤控制方法及系統(tǒng)。

背景技術(shù)

傳統(tǒng)的姿態(tài)控制算法中，在航天器進行姿態(tài)機動的過程中發(fā)生退繞現(xiàn)象。在這種情況下，可能會發(fā)生下述兩種現(xiàn)象：一、當航天器的初始姿態(tài)與期望姿態(tài)相同、角速度誤差較小時，如果q_e0＝-1，那么航天器需要旋轉(zhuǎn)2π角度重新回到期望的姿態(tài)；二、當航天器繞歐拉軸轉(zhuǎn)角的一階導數(shù)的初始值接近0，且航天器接近期望姿態(tài)時，如果此時q_e0接近-1。那么，在控制律的作用下，首先航天器旋轉(zhuǎn)角減小至0，然后增大遠離期望的姿態(tài)，最后角速度誤差減小至0，航天器再次到達期望姿態(tài)。上述描述的兩種現(xiàn)象被稱為“退繞現(xiàn)象”。發(fā)生退繞現(xiàn)象的航天器可能需要繞歐拉軸的旋轉(zhuǎn)一個大于2π的旋轉(zhuǎn)角才能完成姿態(tài)跟蹤任務。退繞現(xiàn)象會造成能量損耗。目前抗退繞的姿態(tài)控制律非常少，而且現(xiàn)有的抗退繞姿態(tài)控制律并沒有給出抗退繞性能的證明，并且沒有給出閉環(huán)系統(tǒng)兩個平衡點對應的收斂域。

發(fā)明內(nèi)容

為了解決現(xiàn)有技術(shù)中的問題，本發(fā)明提供了一種剛體航天器的抗退繞滑模姿態(tài)跟蹤控制方法及系統(tǒng)。本發(fā)明通過抗退繞滑模姿態(tài)跟蹤控制方法可以使剛體航天器在姿態(tài)跟蹤過程中無退繞現(xiàn)象。

本發(fā)明的目的是通過以下技術(shù)方案實現(xiàn)的：

一種剛體航天器的抗退繞滑模姿態(tài)跟蹤控制方法，包括如下步驟：

步驟S1：建立如下剛體航天器姿態(tài)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(tài)，ω_e∈R³為航天器本體坐標系相對于期望坐標系的姿態(tài)角速度在本體坐標系下的姿態(tài)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(tài)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(zhuǎn)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(tài)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：為了避免姿態(tài)變量在滑模面上滑動期間出現(xiàn)退繞現(xiàn)象，采用雙曲正弦函數(shù)構(gòu)造滑模函數(shù)，使得滑模面包含兩個平衡點；

步驟S3：基于李雅普諾夫穩(wěn)定性理論，設計如下抗退繞滑模姿態(tài)跟蹤控制算法：

其中，λ為正數(shù)，β₂(t)為動態(tài)參數(shù)；

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

其中，

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