单轴轮控快速姿态机动卫星的变结构控制模型的建模方法.pdf

(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利(10)授权公告号(10)授权公告号CNCN102799105102799105B(45)授权公告日2014.07.02(21)申请号201210327339.3CN102616386A,2012.08.01,WO2010/135421A2,2010.11.25,(22)申请日2012.09.06耿云海等.挠性飞行器姿态机动的振动抑(73)专利权人哈尔滨工业大学制.《振动工程学报》.2000,第13卷(第4期),地址150001黑龙江省哈尔滨市南岗区西大胡庆雷等.三轴稳定挠性卫星姿态机动时直街92号变滑模变结构和主动振动控制.《控制理论与应(72)发明人耿云海侯志立李诚良赵楠楠用》.2009,第26卷(第2期),(74)专利代理机构哈尔滨市松花江专利商标事审查员杨丹务所23109代理人杨立超(51)Int.Cl.G05B13/00(2006.01)(56)对比文件US4746085A,1988.05.24,CN101708780A,2010.05.19,US5826829A,1998.10.27,CN101794154A,2010.08.04,权权利要求书2页利要求书2页说明书5页说明书5页附图2页附图2页(54)发明名称单轴轮控快速姿态机动卫星的变结构控制模型的建模方法(57)摘要单轴轮控快速姿态机动卫星的变结构控制模型的建模方法，它涉及卫星姿态控制技术领域。该方法解决现有传统变结构控制器不适用于快速机动卫星，以及传统变结构控制器设计方法不具通用性的问题。所述方法包括以下步骤：所述方法包括以下步骤：求解a、T、Δ、ε、K、ΔI为需要设计的参数；设计的参数的具体含义为：a为减少输入力矩幅值的参数，T为输入段惯性环节的时间常数，其作用增加控制器设计自由度、减少“抖振”，Δ为判断是否进行力矩幅值切换的变量，ε是消除抖振的参数，K为滑模面中姿态角的系数，为滑模面中姿态角的饱和值，ΔI为减少惯量拉偏对姿态控制系统的影响的参数。本发明用于建单轴轮控快速姿态机动卫星的变结构控制模型。CN102799105BCN102795BCN102799105B权利要求书1/2页1.一种单轴轮控快速姿态机动卫星的变结构控制模型的建模方法，其特征在于所述方法包括以下步骤：步骤一、卫星的输入力矩设计为如下形式：式中，s为变结构控制器的滑模面，T1为中间变量，T1可以表示成T2经过一个惯性环节后的输出，T1具体表达形式如下式中，T2为中间变量，可以表示成如下形式变结构控制器的滑模面s具体表达式如下其中，K为滑模面中姿态角的系数，ωe为卫星姿态角速度，为偏差姿态角的饱和函数，其具体表达式为式中，为偏差姿态角的饱和值，其表达式如下：式中，的含义为：取与中较小的一个值，上面所述各式中，a、T、△、ε、K、△I为需要设计的参数，ωe为卫星姿态角速度，为偏差姿态角，ωemax为卫星机动的最大角速度，I为卫星机动轴转动惯量，Tmax为飞轮能够在机动轴方向提供的最大力矩；设计的参数的具体含义为：a为减少输入力矩幅值的参数，T为输入段惯性环节的时间常数，其作用增加控制器设计自由度、减少“抖振”，△为判断是否进行力矩幅值切换的变量，ε是消除抖振的参数，K为滑模面中姿态角的系数，为偏差姿态角的饱和值，△I为减少惯量拉偏对姿态控制系统的影响的参数；步骤二、根据卫星执行机构的能力，确定执行机构能够在卫星机动轴提供的最大力矩Tmax；2CN102799105B权利要求书2/2页步骤三、根据执行机构的能力确定卫星的最大机动角速度ωemax；步骤四、确定参数T，a，△，△I的值，为了有效消除系统“抖振”，并增加参数设计的自由度，取T=0.5～1，a=0.25～1，△通常取为控制系统准许的最大角速度控制误差，△I=2(max(I)-I)；选取系统阻尼比ξ，并阻尼比ξ结合结构振动基频ωf_min设计K值：取阻尼比ξ=0.4～0.6，取系统的无阻尼振动角频率ωn=2ξK≤0.2ωf_min，故K取最大值；步骤五、根据ξ值与K值计算ε值，具体计算方程为求得ε值。2.根据权利要求1所述单轴轮控快速姿态机动卫星的变结构控制模型的建模方法，其特征在于步骤三中最大机动角速度ωemax求解过程如下：其中，hmax表示飞轮能够在机动轴方向提供的最大角动量，max(I)表示存在惯量拉偏情况下的卫星的最大转动惯量。3.根据权利要求1或2所述单轴轮控快速姿态机动卫星的变结构控制模型的建模方法，其特征在于步骤五中公式的推导过程如下：卫星稳定运动状态下能够满足|s|<ε，忽略惯性环节T的影响，将控制器的具体表达式带入简化的运动学方程可以得到卫星稳定运动状态的方程由此得到控制器阻尼比ξ，即由此得到4.根据权利要求3所述单轴轮控快速姿态机动卫星的变结构控制模型的建模方法