[发明专利]一种基于特征模型的挠性卫星控制方法

摘要

一种基于特征模型的挠性卫星控制方法，按照挠性卫星的动力学方程，确定其时间尺度、采样时间，以及参数M和m；根据得到的各个变量确定特征模型的系数范围；利用梯度法辨识特征模型的参数；根据辨识得到的特征模型的系数设计控制律，通过控制律反馈到挠性卫星的动力学方程，控制挠性卫星姿态角。本发明引入了挠性卫星的时间尺度和采样周期，刻画了挠性卫星的变化率，解决了挠性卫星特征建模的瓶颈问题；本发明给出了挠性卫星特征模型参数范围的表达式，定性研究了特征模型的参数性质，从所给出的参数范围可以看出，特征模型参数的界与采样周期、建模误差、系统阶数、系统变化率有关，为挠性卫星基于特征模型的自适应控制奠定了理论基础；本发明适用于飞行器姿态动力学的特征建模，从而为飞行器基于特征模型的姿态控制奠定了基础。

主权项

1.一种基于特征模型的挠性卫星控制方法，其特征在于通过以下步骤实现：第一步，利用公式(2)确定挠性卫星动力学方程的时间尺度p，p=min{1Mf·1,1Mf·,1Mf1,1Mf2,1Mu}---(2)]]>其中挠性卫星动力学方程为公式组(1)，φ·θ·ψ·T=C(x1)wxwywzT]]>Isw·s+w~sIsws+Fslη··l+Fsrη··r=Tsη··l+2ξlwlη·l+wl2η·l+FslTw·s=0η··r+2ξrwrη·r+wr2η·r+FsrTw·s=0y=φθψ---(1)]]>C(x1)=cosθcosψ0sinθcosψtanψcosθ1tanψsinθ-sinθ0cosθ,]]>w~s=0-wzwywz0-wx-wywx0]]>φ，θ，ψ表示挠性卫星的俯仰、偏航和滚动姿态角，[w_x w_y w_z]^T表示卫星相对轨道坐标系的角速度在体坐标系中的坐标，w_s、分别表示挠性卫星中心体的角速度列阵和反对称阵，η_l、η_r分别为挠性卫星左、右太阳翼的模态坐标阵，ξ_l、ξ_r分别为挠性卫星左、右太阳翼的模态阻尼系数，F_sl、F_sr分别为挠性卫星左、右太阳翼与中心体的耦合系数，T_s表示作用在挠性卫星上的外力矩列阵，I_s表示挠性卫星惯量阵，x₁＝[φθψ]^T，y表示挠性卫星输出，w_l、w_r分别为挠性卫星左、右太阳翼的角速度，f₁＝C(x₁)w_s，f2=-Is-1(w~sIsws+Fslη··l+Fsrη··r),]]>g=Is-1,]]>u＝T_s，f＝f₂+gu，Mf·1=max|f·1|,]]>Mf·=max|f·|,]]>Mf1=max|f1|,]]>Mf2=max|f2|,]]>M_u＝max|gu|；第二步，利用公式(3)和第一步得到的时间尺度p确定采样时间尺度h，h=pd,d>5---(3);]]>第三步，利用公式组(4)和第一步中确定的参数f₁、x₁、x₂、g，得到f_1i关于x_1j、x_2j的偏导数和g的上界M，|∂f1i∂x1j|≤M]]>|∂f1i∂x2j|≤M]]>||g(k)||≤M                                (4)其中x₂＝w_s，i，j＝1，2，3，k＝1，2，…，f_1i、x_1i、x_2i表示f₁、x₁、x₂的第i行；第四步，利用公式(5)和第三步得到的M确定参数m，m>lnd2ϵ6MlnNxCx2+Nx-1---(5)]]>其中，N_x＞0表示挠性卫星输出|y_i|即y的上界，i＝1，2，3，ε为建模误差，C_x＞0；第五步，根据第二步确定的采样时间尺度h、第三步确定的M和第四步确定的参数m，利用公式组(6)得到挠性卫星特征模型的系数范围，|ai1(k)-2|≤Mh+6M(m+1)d2]]>|ai2(k)+1|≤Mh+6M(m+1)d2---(6)]]>|b_ij(k)|≤M²h²其中a_i1、a_i2、b_ij表示特征模型的系数，b_ij∈R，j＝1，2，3，b_i＝[b_i1 b_i2 b_i3]；第六步，利用梯度法对由第五步得到的特征模型的系数a_i1、a_i2、b_ij进行辨识得到辨识后的特征模型的系数第七步，利用第六步得到的辨识后的特征模型的系数组成公式(7)的控制率，u=b^1Tb^2Tb^3T-T×diag[u1,u2,u3]---(7)]]>其中，u_i＝u_0i+u_Gi+u_Ii+u_Di，u_0i为维持/跟踪控制律，u_Gi为黄金分割控制率，u_Ii为逻辑积分控制率，u_Di为逻辑微分控制率；第八步，将第七步确定的控制率代入公式组(1)的挠性卫星动力学方程中，控制挠性卫星的俯仰、偏航和滚动姿态角。