[发明专利]一种组合航天器的姿态跟踪控制方法和装置

权利要求书

1.一种组合航天器姿态跟踪控制方法，其特征在于，包括如下步骤：

根据将组合航天器的姿态控制转化为服务航天器的姿态控制，得到服务航天器姿态模型；

根据所述服务航天器姿态模型和服务航天器姿态误差四元数，得到二阶服务航天器姿态跟踪控制模型；

根据所述二阶服务航天器姿态跟踪控制模型和服务航天器受到的复合干扰，利用直接参数化方法设计用于实现组合航天器姿态跟踪控制的控制器，其中，所述控制器包含基于干扰观测器的补偿控制器和状态反馈控制器。

2.如权利要求1所述的组合航天器姿态跟踪控制方法，其特征在于，服务航天器的姿态模型为：

其中，J₀为服务航天器围绕其自身惯性轴的转动惯量矩阵，且J₀＝diag[J_x J_y J_z]，J_x，J_y，J_z为惯性矩阵J₀在本体坐标系x，y，z轴的转动惯量，w_s为服务航天器姿态角速度，u_s为服务航天器输出的控制力矩，d为作用在服务航天器上的复合干扰，q_s＝[q_s0 q_sv]^T，q_s为航天器相对于地心惯性坐标系的姿态四元数，q_s0为服务航天器相对于地心惯性坐标系的姿态四元数的标量部分，q_sv＝[q_s1 q_s2 q_s3]^T，q_s1，q_s2，q_s3为服务航天器相对于地心惯性坐标系的姿态四元数的矢量部分，矩阵为向量q_sv＝[q_s1 q_s2 q_s3]^T的反对称矩阵，I₃为单位矩阵。

3.如权利要求2所述的组合航天器姿态跟踪控制方法，其特征在于，二阶服务航天器姿态跟踪控制模型为：

其中，I₃为3×3的单位矩阵，0₃为3×3的零矩阵，

t为当前时刻，θ为当前时刻的欧拉角，e＝[e₁ e₂ e₃]^T＝[q_e1 q_e2 q_e3]^T，[q_e0 q_e1 q_e2 q_e3]为服务航天器相对于地心惯性坐标系的姿态误差四元数，q_e0为服务航天器相对于地心惯性坐标系的姿态误差四元数的标量部分，q_e1，q_e2，q_e3为服务航天器相对于地心惯性坐标系的姿态误差四元数的矢量部分，C_s(e)为从期望姿态下的服务航天器本体坐标系到当前姿态下的服务航天器本体坐标系的转换矩阵，w_r为期望角速度，

4.如权利要求3所述的组合航天器姿态跟踪控制方法，其特征在于，设计补偿控制器为：

其中，为d的估计。