[发明专利]一种固定时间收敛的航天器姿态跟踪抗退绕控制方法

说明书

本发明公开了一种固定时间收敛的航天器姿态跟踪抗退绕控制方法，包括：(1)建立刚性航天器的姿态误差模型；(2)根据姿态误差模型建立抗退绕固定时间滑模面；(3)建立抗退绕势函数；(4)构造基于势函数的固定时间抗退绕滑模控制器，实现固定时间收敛的航天器姿态跟踪抗退绕。本发明建立了抗退绕势函数，并设计了在期望姿态处具有两个平衡点的固定时间滑模面，如此，通过抗退绕势函数与固定时间抗退绕滑模面相结合，构建出基于势函数的固定时间抗退绕滑模控制器，可以很好地实现固定时间收敛的航天器姿态跟踪抗退绕。

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，具体涉及的是一种固定时间收敛的航天器姿态跟踪抗退绕控制方法。

背景技术

随着空间任务要求的不断提高，刚性航天器的姿态控制得到了广泛的关注。得益于四元数可以克服欧拉角的万向节锁现象，被广泛用于航天器的姿态描述。但是由于单位四元数的冗余性，会导致同一个姿态对应两个不同的四元数。因此在航天器姿态跟踪任务中，期望姿态也同时对应两个四元数，即两个平衡点，当航天器的初始状态靠近其中一个平衡点时，传统的姿态控制技术，会导致航天器以较长的路径收敛到另一个平衡点，这也带来了“绕大圈”的现象，即：退绕现象。

为了实现抗退绕，专利公开号：CN107168357A公开了一种考虑姿态约束与抗退绕的航天器姿态机动控制方法，提出了一种与抗退绕律结合的规避势函数，可以实现航天器以离目标姿态最近的路程绕过姿态禁止区到达目标姿态，避免了退绕问题。但该方案仅当系统状态处在滑模面上时具备抗退绕特性，不具备固定时间收敛特性，控制器无法在固定时间内将系统驱动到滑模面上，实现滑模面外的抗退绕。

而专利公开号：CN113859585A则公开了一种空间飞行器的固定时间无退绕姿态控制方法，通过设计固定时间无退绕姿态控制器，不仅可以有效避免姿态控制的退绕问题，降低姿态控制的能耗，并且收敛时间可预估，对外部干扰具有强鲁棒性。该方案虽然实现了收敛时间可预估，但同样只考虑了系统状态处在滑模面上时具备抗退绕特性，无法确保全时域的抗退绕特性。

综上，有必要设计一种新的航天器姿态跟踪控制方案，以满足全时域的抗退绕特性和固定时间姿态收敛性。

发明内容

本发明的目的在于提供一种固定时间收敛的航天器姿态跟踪抗退绕控制方法，通过抗退绕势函数与固定时间抗退绕滑模面相结合的方法，即确保了全时域的抗退绕特性，又实现了固定时间姿态收敛性。

为实现上述目的，本发明采用的技术方案如下：

一种固定时间收敛的航天器姿态跟踪抗退绕控制方法，包括以下步骤：

(1)建立刚性航天器的姿态误差模型；

(2)根据姿态误差模型建立抗退绕固定时间滑模面，滑模面函数如下：

s＝ω_e+f(q_e)

式中，代表姿态误差四元数；ω_e为期望姿态的角速度；q_e0代表姿态误差四元数的标量部分；q_ev＝[q_e1,q_e2,q_e3]^T代表姿态误差四元数的矢量部分；α、β、k₁₁、k₁₂、ε、l₁、l₂均代表滑模面参数；

(3)建立抗退绕势函数：

式中，

(4)根据步骤(1)～(3)，构造基于势函数的固定时间抗退绕滑模控制器，实现固定时间收敛的航天器姿态跟踪抗退绕；该控制器如下：