[发明专利]输入饱和的航天器姿态终端滑模跟踪控制方法

说明书

本发明涉及输入饱和的航天器姿态终端滑模控制方法，属于航天器姿态调整技术领域，本发明为航天器设计了两个无退绕鲁棒有限时间控制方法，一是补偿已知有界法；二是双曲线正切函数和辅助系统控制法。补偿已知有界法可以补偿已知有界的外部干扰；而通过采用双曲线正切函数和辅助系统控制法，可以处理外部干扰和输入饱和问题。利用李雅普诺夫定理，证明整个闭环系统的有限时间稳定性和渐近稳定性。仿真结果表明，控制器可以使航天器在限的时间内跟踪一个时变的参考姿态信号。

技术领域

本发明属于航天器姿态调整技术领域，具体的说，涉及输入饱和的航天器姿态终端滑模跟踪控制方法。

背景技术

航天器的姿态控制被广泛应用于空间任务中，如地球观测和交会对接领域，越来越多的专家学者对航天器的姿态控制表现出浓厚的兴趣。

Wen和Kreutz-Delgado提出了一种基于四元素分析刚体姿态跟踪控制问题的通用框架。

由于单位四元素描述姿态的不唯一性，导致系统退绕，最终导致额外的燃料消耗。当闭环系统接近期望的姿态平衡状态时，退绕使航天器额外飞行很长一段距离，然后才返回到期望姿态。

现有的控制方法是渐近稳定性和指数稳定性的，状态误差收敛到平衡时间接近无穷大。显然，在一些实时性要求高的任务中，无穷大的稳定时间标准是不可取的。

因此，能够提供更快收敛速度和更好控制性能的有限时间控制器得到了广泛的关注。Wu(2012)针对挠性航天器姿态机动存在惯性不确定性和外部干扰问题，采用TSM控制方法设计了鲁棒有限时间控制器。然而，传统的TSM控制器有两个缺点：一是当系统远离平衡状态时，TSM控制器比传统的线性超平面的滑模控制收敛速度慢；另外就是奇异问题，奇异往往造成控制输入无穷大。

虽然许多有限时间控制器针对外部干扰和不确定的惯性参数问题已经有了很大改进，但其中大部分控制器只使系统稳定到一个包含原点的小区域，且不能保证系统的渐近稳定性。

此外，在航天器控制系统的实际应用中，执行器输出幅值大小约束是一个非常重要且不可避免的问题。实际航天器的执行器都有输入幅值限制，如果不考虑控制器的输入饱和问题，会导致整个控制系统的控制性能下降，甚至导致整个系统不稳定。

因此，有必要提出一种新的控制方法，使其能够克服执行器饱和情况下的无退绕有限时间控制和有限时间稳定问题。

发明内容

为了克服背景技术中的问题，本发明提出输入饱和的航天器姿态终端滑模跟踪控制方法，其能通过补偿已知有界的控制器，能够鲁棒性的控制已知界限的时变外部干扰，实现在有限时间内能够收敛到零；设计双曲线正切函数和辅助系统的控制器，处理外部干扰的输入饱和问题。

输入饱和的航天器姿态终端滑模跟踪控制方法，其包括两种控制方法：

(1).补偿已知有界控制法；

(2).双曲线正切函数和辅助系统控制法；

其中，补偿已知有界控制法包括以下步骤：

步骤1.建立航天器姿态动力学方程；

航天器姿态动力学方程定义如公式(1)-(3)所示：

ω∈R^3×1为航天器在本体坐标系中的角速度，R∈SO(3)为将本体坐标系转化为惯性坐标系的旋转矩阵，u∈R^3×1和d∈R^3×1分别是控制力矩和外部干扰力矩，J∈R^3×3为惯性矩阵；

步骤2.考虑外部干扰姿态误差：