[发明专利]非合作目标组合体航天器的数据驱动姿态控制器设计方法

权利要求书

1.一种非合作目标组合体航天器的数据驱动姿态控制器设计方法，其特征在于：所述非合作目标组合体航天器的数据驱动姿态控制器设计方法包括以下步骤：

步骤一：建立非合作目标组合体航天器姿态控制的姿态运动学方程与姿态动力学方程的具体过程为：

(1)坐标系定义：

定义地心赤道惯性坐标系为OX_iY_iZ_i，其中坐标系的原点设在地心O处，OX_i轴在赤道平面内指向春分点，OZ_i垂直于赤道平面指向地球北极，OY_i与OX_i和OZ_i两轴构成右手垂直坐标系；

轨道坐标系为O′X_oY_oZ_o，坐标原点位于航天器的质心，O′X_o处于轨道平面，垂直于O′Z_o轴并且指向航天器速度方向，O′Z_o指向地心，O′Y_o与轨道平面相互垂直，且同O′X_o与O′Z_o组成右手坐标系；

卫星本体坐标系为O′X_bY_bZ_b，其坐标原点位于航天器的质心，O′X_b、O′Y_b、O′Z_b分别为航天器的惯量主轴；

(2)建立航天器姿态控制系统的姿态运动学与姿态动力学模型；

四元数姿态矩阵：

姿态运动学方程：

其中，所述q是四元数q＝[q₁ q₂ q₃ q₄]^T，q₁、q₂、q₃、q₄为四元数的四个分量，e＝[e_x e_y e_z]^T是欧拉轴，四元数向量部分q_v＝[q₁ q₂ q₃]^T，E₃表示3阶单位矩阵，e_x，e_y和e_z分别表示欧拉轴e在参考坐标系下的x轴、y轴和z轴的余弦，Φ是欧拉转角，q^×是叉积运算，表示为：

设卫星本体坐标系O′X_bY_bZ_b相对于轨道坐标系O′X_oY_oZ_o在X轴，c_x、c_y和c_z分别表示姿态矩阵C在O′X_o、O′Y_o和O′Z_o方向的分量；

ω_r＝[ω_rx ω_ry ω_rz]^T是卫星本体坐标系O′X_bY_bZ_b相对于轨道坐标系O′X_oY_oZ_o的相对角速度，ω_rx，ω_ry和ω_rz分别表示角速度ω_r在O′X_o、O′Y_o和O′Z_o方向的分量；

姿态动力学方程：

I＝diag{I_x I_y I_z}是航天器的转动惯量，I_x、I_y和I_z是转动惯量在O′X_b、O′Y_b和O′Z_b方向的分量，ω＝[ω_x ω_y ω_z]^T是卫星本体坐标系O′X_bY_bZ_b相对地心赤道惯性坐标系OX_iY_iZ_i的角速度，ω_x，ω_y和ω_z分别表示角速度ω在OX_i、OY_i和OZ_i的分量，向量ω_r和ω满足：

ω_r＝ω+ω₀c_y (3)

表示卫星绕地球旋转的角速度，μ＝3.986×10¹⁴m³/s²是地球引力常数，r是卫星环绕轨道的半长轴；T_c＝[T_cx T_cy T_cz]^T是航天器的控制力矩，T_cx，T_cy和T_cz分别表示控制力矩在O′X_b、O′Y_b和O′Z_b方向的分量；向量T_g是航天器的重力梯度力矩：

其中T_gx，T_gy和T_gz分别表示重力梯度力矩在O′X_b、O′Y_b和O′Z_b方向的分量；

步骤二：根据步骤一建立的非合作目标组合体航天器姿态控制的姿态运动学方程与姿态动力学方程得到线性化姿态方程的具体过程为：

在平衡点q^*＝[0 0 0 1]^T和ω^*＝[0 -ω₀ 0]^T处线性化姿态运动学方程(1)与姿态动力学方程(2)得到：

其中为q₁的一阶导数，为q₂的一阶导数，为q₃的一阶导数，ω₀表示卫星绕地球旋转的角速度，为ω_rx的一阶导数，为ω_ry的一阶导数，为ω_rz的一阶导数；

航天器滚转角ψ，俯仰角θ，偏航角与四元数q之间的关系为：

其中t为时间；

建立线性化姿态方程的具体过程为：

选取状态变量x(t)：

则方程(4)和(5)写成如下形式，

其中为x(t)的一阶导数，u(t)＝T_c为航天器的控制力矩，A和B为中间变量；

其中σ₁、σ₂、σ₃为中间变量，σ₁＝(I_y-I_z)/I_x，σ₂＝(I_x-I_z)/I_y，σ₃＝(I_y-I_x)/I_z；

组合体航天器的惯量矩阵I写成如下形式：

其中，是服务航天器的惯量矩阵；定义中间变量和分别为服务航天器在O′X_b、O′Y_b和O′Z_b方向的分量，则A和B表示为：

式中ΔA、和η为中间变量；

方程(5)所示的组合体航天器姿态控制系统写为：

步骤三：根据步骤二得到的线性化姿态方程采用参量李雅普诺夫方程设计Kleinman迭代算法的初始反馈增益K₀；

步骤四：根据步骤三设计的初始反馈增益K₀采用数据驱动的方法，设计非合作目标组合体航天器姿态控制器。