[發明專利]撓性航天器預設性能姿態控制方法、計算機設備和存儲介質

有效

• 申請號: 202211404647.1
• 申請日: 2022-11-10
• 公開（公告）號: CN115685761B
• 公開（公告）日: 2023-06-30
• 發明（設計）人: 肖巖;楊玉龍;孫晟昕;葉東;孫兆偉
• 申請（專利權）人: 哈爾濱工業大學
• 主分類號: G05B13/04
• 分類號: G05B13/04
• 代理公司: 哈爾濱市陽光惠遠知識產權代理有限公司 23211
• 代理人: 張宏威

1.一種撓性航天器預設性能姿態控制方法，其特征在于，所述方法包括：

步驟1、獲取航天器的解耦轉動慣量標稱部分J_m0；

步驟2、利用所述航天器的解耦轉動慣量標稱部分，獲取撓性航天器姿態動力學的確定部分N₁；

步驟3、獲取性能函數矩陣P、撓性航天器的姿態誤差運動學矩陣Q、一階反步變量z₁、二階反步變量z₂、一階跟蹤參考z_1ref和收斂率函數k，所述收斂率函數k為根據時間獲取收斂率的函數；

步驟4、獲取擴張狀態觀測器的耦合干擾跟蹤狀態Z₃；

步驟5、根據公式：

其中，

其中，κ_τ為魯棒項強度，z_2i代表z₂中的第i個分量,ε_rti代表ε_rt的第i個分量，ε_rt為ψ_τi的線性化半徑，ψ_τi為ψ_τ的第i個分量，i＝1,2,3；

獲取控制力矩τ；

步驟6、根據所述控制力矩τ對撓性航天器進行姿態控制；

步驟1，具體包括：

根據公式：

j_m0=j₀-δ^Tδ

其中，J_m0為航天器的解耦轉動慣量標稱部分，δ為航天器與撓性部件之間的耦合矩陣，J₀是航天器轉動變量的標稱部分；

獲取航天器的解耦轉動慣量標稱部分；

步驟2，具體包括：

利用所述航天器的解耦轉動慣量標稱部分，并根據公式：

其中，N₁為撓性航天器姿態動力學的確定部分，ω是航天器的角速度矢量，ω_e＝[ω_ex；ω_ey；ω_ez]為撓性航天器姿態角速度誤差，ω_d是航天器需要執行的任務的期望角速度，R為坐標轉換矩陣，定義為其中q_e＝[q_ev；q_e4]為航天器的誤差姿態四元數，q_ev為誤差姿態四元數的矢量部分，q_e4為誤差姿態四元數的標量部分，I_3×3為三行三列的單位矩陣，為矢量q_ev的坐標方陣，為矢量q_ev的轉置；

獲取撓性航天器姿態動力學的確定部分；

步驟3，具體包括：

根據公式：

其中，ρ_i稱為性能函數，T_P為任務需求的預設時間，ε_mi為任務對四元數中的不同分量的精度要求，為一中間變量，其中，α_k為收斂速度指數，ρ_0i表示ρ_i在初始時刻的值，i＝1,2,3；

獲取性能函數矩陣

所述收斂率函數為：

其中，k₀,k_t,k_f以及T_t均為正實數，分別取為0.2，0.3，5和35；

所述撓性航天器的姿態誤差運動學矩陣的獲取方法，具體包括：

根據公式：

其中，q_ev為誤差姿態四元數的矢量部分，q_e4為誤差姿態四元數的標量部分；

獲取撓性航天器的姿態誤差運動學矩陣Q；

所述一階反步變量、二階反步變量和一階跟蹤參考的獲取方法，具體包括：

根據公式：

z₁＝ε

其中，ε＝tan(P^-1q_ev)；

獲取一階反步變量z₁；

根據公式：

其中，表示對矩陣的逆矩陣求一階導數，P^-1表示P矩陣的逆矩陣，表示由的各元素作為主對角線元素構成的對角矩陣，k為收斂率函數；

獲取一階跟蹤參考z_1ref；

根據公式：

z₂＝ω_e-z_1ref；

獲取二階反步變量z₂；

步驟4，具體包括：

采用擴張狀態觀測器：

e₂＝Z₂-J_m0z₂

其中，Z₂為擴張狀態觀測器的動力學跟蹤狀態，Z₃為擴張狀態觀測器的耦合干擾跟蹤狀態，e₂為擴展狀態觀測器動力學跟蹤誤差，β₀₁和β₀₂為擴張狀態觀測器的增益系數，fal(e₂,0.5,0.01)為線性處理后的平方根函數，其定義為：

其中，x_i與e_i分別為fal(e₂,0.5,0.01)與e₂的第i個分量，i＝1,2,3,sign函數為符號函數；

根據所述擴張狀態觀測器，獲取擴張狀態觀測器的耦合干擾跟蹤狀態Z₃。