一种基于具有混合执行机构的航天器姿态控制方法.pdf

(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN109164822A(43)申请公布日2019.01.08(21)申请号201811125534.1(22)申请日2018.09.26(71)申请人北京航空航天大学地址100191北京市海淀区学院路37号(72)发明人胡庆雷肖丽董宏洋郭雷(51)Int.Cl.G05D1/08(2006.01)G05B13/04(2006.01)权利要求书4页说明书9页附图2页(54)发明名称一种基于具有混合执行机构的航天器姿态控制方法(57)摘要本发明公开了一种基于具有混合执行机构的航天器姿态控制方法，包括以下步骤：基于具有混合执行机构的航天器，综合考虑执行机构安装偏差，转动惯量不确定性与外部扰动对航天器姿态控制性能的影响，建立航天器姿态跟踪动力学模型；设计自适应虚拟控制器以及相应的自适应律；设计鲁棒在线控制分配算法，将虚拟控制信号分配到各个执行机构上，进行执行器重构。本方法综合利用推力器和反作用飞轮两种执行机构的特性，克服了单一执行机构的局限性，提高了执行机构的控制性能，保证了在存在执行机构安装偏差情况下航天器姿态控制系统的稳定性，具有较强的控制精度和对外部扰动的鲁棒性等优点。CN109164822ACN109164822A权利要求书1/4页1.一种基于具有混合执行机构的航天器姿态的控制方法，其特征在于，包括以下步骤：S1：基于具有混合执行机构的航天器，综合考虑执行机构安装偏差、转动惯量不确定性与外部扰动对航天器姿态控制性能的影响，建立航天器姿态跟踪动力学模型；S2：基于步骤S1中建立的动力学模型，设计自适应虚拟控制器以及相应的自适应律；S3：考虑到推力器具有可输出力矩大但是精度小，而飞轮具有可实现高精度力矩输出但是易达到饱和的特点，设计鲁棒在线控制分配算法，将虚拟控制信号分配到各个执行机构上，进行执行器重构，实现在航天器执行任务过程中，需要大力矩输出的阶段由推力器作为实际执行机构，而需要高精度力矩输出阶段由反作用飞轮作为实际执行机构。2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤S1中，建立的航天器姿态跟踪动力学模型如下：ωe＝ω-C(qe)ωdT3X1其中，ω＝[ω1ω2ω3]∈R表示航天器在本体坐标系下相对于惯性坐标系的姿态3X1角速度，R表示三维实数空间，ω1,ω2,ω3分别为航天器在本体坐标系x轴、y轴和z轴上的T角速度分量；ωd＝[ωd1ωd2ωd3]表示航天器本体坐标系相对于惯性坐标系的期望角速度，且满足||ωd||≤λ1，其中常数λ1,λ2≥0为期望角速度及其一阶导数的上界TT值；x表示矩阵x的转置；ωe＝[ωe1ωe2ωe3]为航天器期望角速度与实际角速度的差；qeTT＝[qe0qev]＝[qe0qe1qe2qe3]表示航天器姿态跟踪误差，其表达式为Tqev＝qd0qv-qdv×qv-q0qdv，且满足其中(·)×(·)表示向量叉乘，q＝[q0qv]T＝[q0q1q2q3]为航天器的姿态四元数，其中为标量，与绕欧拉轴旋转的角度有T关，α表示绕着欧拉轴转过的一个角度，qv＝[q1q2q3]为含有三个元素的列向量，与欧拉轴的方向有关，ex,ey,ez代表欧拉轴三个方向上的TT旋转轴，且满足qd＝[qd0qdv]＝[qd0qd1qd2qd3]为航天器期望的单位四元3X3数，且也满足J＝(J0+Jt)∈R是航天器的转动惯量矩阵，且是3×3的正定对称矩阵，其中为转动惯量矩阵中未知的不随时间变化的部分,且为正定对称矩阵，Jt为转动惯量中不确定的部分，其值未知甚至随时间变化，但是Jt及有界，表示为||Jt||≤λ3，其中常数λ3,λ4≥0定义为转动惯量不确定部分及其一阶导数的T3Xn上界值；u＝[u1u2...un]为对应的航天器n个执行器的控制输出信号；D＝(D0+ΔD)∈R为执行机构分配矩阵，且满足秩为rank(D)＝3，其中D0为执行机构标称分配矩阵，ΔD代表2CN109164822A权利要求书2/4页执行机构安装偏差矩阵，其值未知但是有界，表示为||ΔD||≤ξ，常数ξ≥0为安装偏差的上界值；d表示航天器受到的实际环境扰动力矩，其值未知但是有界，其界值与航天器角速度2有关，表示为||d||≤λ5+λ6||ω||，其中λ5,λ6≥0为常数；S(ωe)为斜对称矩阵，其形式表示3X3为C(qe)∈R表示航天器期望姿态到航天器实际姿态的转换T矩阵，其表达式为C(qe)＝C(q)(C(qd))，其中I为3×3的单位矩阵，为书写简便，记3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，步骤S1中，考虑执行机构安装偏差时，假设推力器只存在角度安装偏差，也就是每个推力器都保证安装在相应的航天器本体坐标轴上；而飞轮则同时存在角度以及位置安装偏差，也就是飞轮可能会微小偏离航天器本体坐