[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

说明书

基于扩张干扰观测器的柔性航天器姿轨跟踪控制方法，涉及航空航天技术领域，针对现有技术中在柔性航天器跟踪控制过程中的抗干扰能力和精确性较差的问题，首先，建立含有集总干扰的柔性航天器的相对运动学和动力学模型；其次，设计扩张干扰观测器，对系统模型中的集总干扰进行估计；最后，将集总干扰估计值引入系统反馈环节，结合反步法，设计基于扩张干扰观测器的姿轨一体化跟踪控制器。本申请能够实现对集总干扰的估计和补偿，采用给定控制率可使航天器位姿跟踪到给定的目标航天器的期望位姿，并保证一定的控制器动态性能，提升柔性航天器跟踪控制过程中的抗干扰能力和精确性。

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，具体为基于扩张干扰观测器的柔性航天器姿轨跟踪控制方法。

背景技术

未来航天器在电子设备方面，如在电路、传感器和执行器的设计上在愈加趋于大功率化的同时，也向着小型化发展。而传统的基于太阳能转换的动力子系统，即星载的太阳能阵列却不易实现小型化，反而在航天器电子设备的升级换代中越来越向大型化发展，这就导致阵列相对航天器整体的重量、体积和成本方面所占的比重越来越大，因此大功率卫星上的太阳能阵列一般具有非常长的翼展。这种太阳翼一般具有较高的柔性和较低的固有频率。当太阳能阵列受到控制回路动力学或机动加速度的激励，太阳能阵列的振动将会对整星动力学产生扰动，进而可能会影响到卫星的稳定，因此有必要在姿轨控制器的设计中考虑太阳能阵列柔性的影响。

尽管目前已经开发了各种用于处理各种形式的空间干扰和模型不确定性的控制器，但这些控制器仅应用于航天器3自由度的姿态控制领域，关于6自由度姿轨耦合下航天器的一体化跟踪控制的研究上，一般基于航天器的刚体假设，很少有针对SE(3)上各种干扰，尤其是在柔性附件的振动干扰，进行抗干扰设计。正因如此，在柔性航天器跟踪控制过程中的抗干扰能力和精确性较差。

发明内容

本发明的目的是：针对现有技术中在柔性航天器跟踪控制过程中的抗干扰能力和精确性较差的问题，提出基于扩张干扰观测器的柔性航天器姿轨跟踪控制方法。

本发明为了解决上述技术问题采取的技术方案是：

基于扩张干扰观测器的柔性航天器姿轨跟踪控制方法，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。

进一步的，所述目标航天器的姿轨动力学模型表示为：