[發明專利]一種固定時間收斂的航天器姿態跟蹤抗退繞控制方法

有效

• 申請號: 202210411511.7
• 申請日: 2022-04-19
• 公開（公告）號: CN114879708B
• 公開（公告）日: 2023-03-14
• 發明（設計）人: 李彬;關濤;張爽娜;張凱;史明明;寧召柯;談樹萍
• 申請（專利權）人: 四川大學
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08
• 代理公司: 成都眾恒智合專利代理事務所(普通合伙) 51239
• 代理人: 趙健淳

1.一種固定時間收斂的航天器姿態跟蹤抗退繞控制方法，其特征在于，包括以下步驟：

(1)建立剛性航天器的姿態誤差模型；

(2)根據姿態誤差模型建立抗退繞固定時間滑模面，滑模面函數如下：

s＝ω_e+f(q_e)

式中，代表姿態誤差四元數；q_e0代表姿態誤差四元數的標量部分；q_ev＝[q_e1,q_e2,q_e3]^T代表姿態誤差四元數的矢量部分；ω_e為期望姿態的角速度；α、β、k₁₁、k₁₂、ε、l₁、l₂均代表滑模面參數，各個滑模面參數的關系為：1/2＜α＜1,β＞1,k₁₁＞0,k₁₂＞0,ε＞0,l₁＝0.5k₁₁(3-α)ε^α-1+0.5k₁₂(3-β)ε^β-1，l₂＝0.5k₁₁(α-1)ε^α-3+0.5k₁₂(β-1)ε^β-3；

(3)建立抗退繞勢函數：

式中，

(4)根據步驟(1)～(3)，構造基于勢函數的固定時間抗退繞滑模控制器，實現固定時間收斂的航天器姿態跟蹤抗退繞；該控制器如下：

式中，u代表控制輸入；ω代表姿態角速度，且當期望姿態處的角速度為零時，ω＝ω_e；ω^×代表關于姿態角速度的一類斜對稱矩陣；J代表航天器的轉動慣量矩陣；a₁、b₁均為常數，a₁＞1,0＜b₁＜1；K₂₁和K₂₂均代表正對角元素的對角矩陣。

2.根據權利要求1所述的一種固定時間收斂的航天器姿態跟蹤抗退繞控制方法，其特征在于，所述姿態誤差模型方程式如下：

式中，其中，I₃代表三維單位矩陣；代表關于姿態誤差四元數矢量部分的斜對稱矩陣。