[发明专利]基于扩张干扰观测器的柔性航天器姿轨跟踪控制方法

权利要求书

1.基于扩张干扰观测器的柔性航天器姿轨跟踪控制方法，其特征在于包括以下步骤：

步骤一：获取目标航天器和追踪航天器的动力学特征，并基于李群SE(3)框架以及几何力学分别建立目标航天器的姿轨动力学模型和追踪航天器的姿轨动力学模型；

步骤二：针对所建立的追踪航天器的姿轨动力学模型，分离出集总干扰，得到追踪航天器的姿轨动力学模型等效模型，基于追踪航天器的姿轨动力学等效模型和目标航天器的姿轨动力学模型建立目标航天器和追踪航天器的相对动力学模型；

所述集总干扰包括追踪航天器机动期间柔性阵列的振动、考虑燃料损耗导致的惯量和质量的不确定性以及空间环境扰动；

步骤三：基于目标航天器和追踪航天器的相对动力学模型设计扩张干扰观测器，并利用扩张干扰观测器对集总干扰进行估计，得到干扰估计值；

步骤四：基于干扰估计值，并利用反步法设计基于扩张干扰观测器的柔性航天器姿轨一体化控制器，利用基于扩张干扰观测器的柔性航天器姿轨一体化控制器完成跟踪控制；

所述目标航天器的姿轨动力学模型表示为：

其中，下角标(·)_t表示目标航天器的状态参数，下角标(·)_c表示追踪航天器的状态参数，ξ为航天器的运动速度旋量，为航天器所受外力旋量，ω为航天器的角速度矢量，v为航天器的速度矢量，τ为施加在航天器上的力矩矢量，f为施加在航天器上的力矢量，J为航天器的空间惯性矩阵，为航天器的惯性张量矩阵，m为航天器的质量，[ad_(·)]为SE(3)的李代数se(3)的伴随矩阵，I₃为3阶单位矩阵，指数坐标其中和分别为姿态和位置的指数坐标，为航天器指数坐标矢量的时间导数，为航天器速度旋量的时间导数，G(ρ)为关于α₁(θ)，α₂(θ)，A₁(θ)，A₂(θ)的函数矩阵，α₁(θ)，α₂(θ)，A₁(θ)，A₂(θ)是关于θ的函数，θ为姿态指数坐标Θ的模，g为齐次矩阵；

所述追踪航天器的姿轨动力学模型表示为：

其中，ζ_c为速度旋量，u为控制力旋量，为重力梯度项，d_ce为空间环境干扰力旋量，J₀为标称空间惯性矩阵，为空间惯量不确定量，η为阵列模态坐标矢量，K为阵列的刚度矩阵，w_i为阵列第i阶模态振动频率；ζ_i为阵列第i阶模态阻尼系数，Nm为模态截断的阶数，m_eff为模态有效质量矩阵；ⁱm_eff为柔性阵列对第i阶模态在6个激励方向的质量贡献矩阵，为模态速度矢量，为模态速度矢量的时间导数，为追踪航天器的惯量不确定性矩阵，Δm_c为追踪航天器的质量不确定值，J_coup为追踪航天器的刚柔耦合空间惯性矩阵，Y为角速度耦合矩阵，表示角速度与模态速度的耦合矩阵，δ为相对于航天器体坐标系的刚柔耦合矩阵，为SE(3)上的伴随变换矩阵；

所述追踪航天器的姿轨动力学模型等效模型表示为：

其中，d为集总干扰，D为柔性阵列的阻尼矩阵，为J_coup的逆，为的逆，ΔJ^-1为ΔJ的逆；

所述目标航天器和追踪航天器的相对动力学模型表示为：

其中，为相对指数坐标的时间导数，为相对速度旋量的时间导数，H为追踪航天器体系下目标航天器的速度旋量，为H的时间导数，h＝(g_t)^-1g_c为两航天器间的相对位姿误差，为伴随变换矩阵；

所述扩张干扰观测器表示为：

其中，z为定义的中间变量，矩阵A、C、L分别为：

C＝[I₆ 0 0]，L＝[κ₁I₆，k₂I₆，κ_εI₆]^T;

其中，k₁、k₂、k₃表示观测器增益；

所述柔性航天器姿轨一体化控制器表示为：

其中，为相对速度旋量与虚拟输出值间的误差，s₁，s₂为控制器增益，为集总干扰估计值。

2.根据权利要求1所述的基于扩张干扰观测器的柔性航天器姿轨跟踪控制方法，其特征在于所述目标航天器的姿轨动力学模型和追踪航天器的姿轨动力学模型中所受外力类型分别为：

其中，为重力梯度力旋量，为目标航天器的重力梯度力旋量，为追踪航天器的重力梯度力旋量，表示追踪航天器所受到的相对于追踪航天器体系的力旋量，d_te为目标航天器空间环境干扰，d_ce为追踪航天器的空间环境干扰，r为地心至航天器的标量距离，为相对于航天器体坐标系下的地心与航天器间的位置矢量，tr(·)表示矩阵(·)的迹，μ为地球的引力参数值，τ_gg和f_gg分别为航天器所受到的力矩和力。