[发明专利]一种超大尺度柔性航天器分散协同控制方法

权利要求书

1.一种超大尺度柔性航天器分散协同控制方法，用于实现超大尺度柔性航天器的高稳定度与振动抑制控制，所述超大尺度柔性航天器的本体坐标系为O_b-X_bY_bZ_b，转动惯量矩阵为I_s，其中主惯量为J_x、J_y、J_z，惯量积为J_xy、J_xz、J_yz，航天器本体相对于惯性坐标系的转速为ω_s，各轴分别为ω_x、ω_y、ω_z，柔性结构的模态坐标向量为η，模态阻尼比矩阵为ξ，模态刚度矩阵为Λ，第i个挠性附件与航天器本体耦合矩阵为F_si，其特征在于，所述的分散协同控制方法包含以下步骤：

S1、将超大尺度柔性航天器控制系统分为航天器姿态控制子系统和挠性附件振动子系统，并分别针对航天器姿态控制子系统和挠性附件振动子系统设计相应的局部鲁棒控制器；

S2、将航天器姿态控制子系统和挠性附件振动子系统的局部鲁棒控制器通过加权组合，设计超大尺度柔性航天器系统整体性能的协调控制器，实现姿态控制与挠性附件振动控制的协同；

所述的步骤S1具体包含：

S11、将超大尺度柔性航天器控制系统分解为N个子系统，该N个子系统包括航天器姿态控制子系统和挠性附件振动子系统；

航天器姿态控制子系统的姿态动力学方程为：

式中，u_c为姿态子系统的控制力矩；

带有N-1个挠性附件的挠性附件振动子系统的动力学方程为：

式中，q为姿态四元数，u_ai为挠性振动子系统的控制力矩；

S12、不考虑航天器姿态控制子系统、以及挠性附件振动子系统中关联耦合项的作用，对每个解耦子系统分别设计分散鲁棒性控制器；

关联耦合项为：

和

S13、对每个航天器姿态控制子系统以及挠性附件振动子系统分别设计基于LMI的H_∞鲁棒控制器；

对每个航天器姿态控制子系统设计基于LMI的H_∞鲁棒控制器时，仅针对某一轴的姿态动力学模型进行H_∞鲁棒控制器设计，在控制力矩作用下航天器的姿态趋于稳态值0，并且满足控制输入约束，建立LMI综合问题后，求解LMI问题进行控制器设计，以达到航天器姿态子系统的稳定；

对挠性附件振动子系统设计基于LMI的H∞鲁棒控制器时，考虑模态不可测问题、系统的不确定性问题、外界干扰问题、执行机构控制输入饱和问题，考虑H∞范数和峰-峰增益，使用H∞范数处理振动模态控制精度和鲁棒稳定性，而H∞鲁棒控制器饱和约束使用峰-峰增益来实现，以达到柔性附件主动振动抑制目的。

2.如权利要求1所述的超大尺度柔性航天器分散协同控制方法，其特征在于，所述的步骤S2具体包含：

对整体动力学系统设计协同控制器，以减小关联耦合项的作用并达到系统整体的性能指标要求。