[发明专利]一种欠驱动航天器角速度稳定的鲁棒控制方法

说明书

【技术领域】

本发明涉及一种欠驱动航天器角速度稳定的鲁棒控制方法，实现了航天器在只具有两轴控制力矩输出能力的情况下，进行三轴角速度稳定控制的目的，属于欠驱动航天器部分姿态稳定控制的应用技术领域。

【背景技术】

欠驱动航天器是指独立控制输入个数少于航天器自由度个数的航天器。由于空间环境复杂恶劣，航天器长期运行后难免会产生故障，其中执行机构故障尤为常见。而对于小型航天器而言，由于体积、质量和经济成本的限制，往往不可能像大型航天器一样为提高可靠性而配置冗余的执行机构，在保证姿态控制任务顺利实现的前提下最小化执行机构显得特别有价值。因此，研究欠驱动航天器的姿态控制不仅为大型航天器的姿态控制系统提供一种故障预案，而且对小卫星和深空探测器等对质量、体积和经济成本有特别限制的航天器更具有特殊意义。

在欠驱动航天器姿态控制问题的研究中需要考虑的实际工程因素包括系统惯量不确定性、外部干扰力矩、执行机构安装不确定性及执行机构输出力矩饱和等。这些工程因素对欠驱动航天器的姿态控制任务产生的影响与完全驱动的情况并无区别。只是欠驱动航天器应对这些干扰与不确定性的能力相对较弱，甚至受这些因素的影响很大，很难进行鲁棒性控制器设计。在这些因素的影响作用下，理想情况下设计的欠驱动航天器控制器不能直接应用于实际工程中。

为了解决实际工程应用中采用推力器的欠驱动航天器角速度的稳定控制问题，本发明提出一种鲁棒控制方法。

【发明内容】

本发明的目的是针对现有控制技术中，对实际工程因素影响下的欠驱动系统研究的不足，提供了一种欠驱动航天器角速度稳定的鲁棒控制方法，它实现了航天器在只具有两轴姿态控制力矩输出能力的情况下，在有系统转动惯量不确定性、本体坐标系不确定性、推力器安装不确定性以及推力器安装误差导致的干扰力矩等广义模型误差时，进行三轴角速度稳定控制的目的。因此，首先建立这些因素的模型，假定这些干扰因素的影响都是小量（这与工程实际相符），在理想欠驱动航天器角速度方程的基础上，得到了包括系统转动惯量不确定性、本体坐标系不确定性、推力器安装不确定性以及推力器安装误差导致的干扰力矩等广义模型误差的系统动力学方程。然后针对推导的系统动力学方程设计了一种鲁棒控制方法，并证明了全局渐近稳定。最后，引入同质系统的概念，分析并证明了该鲁棒控制律能使原系统全局渐近稳定。本发明为实际工程应用中的欠驱动航天器稳定控制方案提供了解决办法，具有极大的工程实用价值。

本发明一种欠驱动航天器角速度稳定的鲁棒控制方法，是基于推力器实现。该方法的实现步骤如下：

步骤一：建立包含广义模型误差的系统方程

在有两个有效力矩驱动的情况下，欧拉角速度方程如式(1)所示：

Jω·+ω×Jω=Bτ1τ2T---(1)]]>

其中，ω表示航天器本体系相对于惯性系的角速度在本体坐标系下的表述；表示对ω进行一次时间求导；ω^x表示叉乘运算的反对称矩阵；J=diag{J₁,J₂,J₃}表示航天器的转动惯量；J₁,J₂,J₃分别表示为航天器本体坐标系的x，y，z轴上的转动惯量分量；τ₁,τ₂分别表示航天器的推力器在本体轴上产生的两个力矩分量；矩阵B∈R^3×2表述了力矩τ₁,τ₂在航天器本体系的安装方位；