[发明专利]带外部干扰力矩的挠性卫星姿态滑模控制方法

说明书

技术领域

本发明涉及挠性卫星姿态滑模控制方法，尤其涉及一种带外部干扰力矩的挠性卫星姿态滑模控制方法。

背景技术

传统的挠性卫星姿态滑模控制方法在运行时存在大量计算，使得控制时间长，导致控制系统无法及时抑制干扰，难以保证良好的鲁棒性。

发明内容

为了解决现有技术中的问题，本发明提供了一种带外部干扰力矩的挠性卫星姿态滑模控制方法。

本发明提供了一种带外部干扰力矩的挠性卫星姿态滑模控制方法，利用姿态四元数建立挠性卫星运动学方程，采用混合坐标法对中心刚体带有挠性附件、外部干扰匹配的挠性卫星建立动力学方程；采用等效控制思想，基于Lyapunov直接法设计以下两种滑模控制律：针对挠性模态可测量的情况，设计一种基于状态反馈的挠性卫星姿态滑模控制律；针对挠性模态不可测量的情况设计一种基于动态观测器的挠性卫星姿态滑模控制律。

作为本发明的进一步改进，以姿态四元数为基础的挠性卫星运动学方程和动力学方程如下：

其中，

其中，J_mb＝J-δ^Tδ,

其中，q₀,q_v分别为姿态四元数的标量部分与向量部分；ω表示挠性卫星的姿态角速度；δ为表示卫星本体与挠性部件的耦合作用矩阵；C,K分别表示阻尼矩阵和刚度矩阵，

考虑N个弹性模态，其对应的自然角频率为ω_ni,i＝1,2,…,N，对应的阻尼为i＝1,2,…,N；J_mb为刚体部分的转动惯量，u表示控制力矩，d表示有界外部干扰力矩，卫星带挠性附件，并且含有有界外部干扰力矩。

作为本发明的进一步改进，针对挠性模态可测的情形下，设计如下滑模面：

s＝kq_v+ω.

设计的基于状态反馈的挠性卫星姿态滑模控制律如下：

F(s)＝{sgn(s₁),sgn(s₂),sgn(s₃)}^T

min{D_1(i)}>||d||

其中，K₁,D₁,k为正定对角矩阵。

作为本发明的进一步改进，针对挠性模态不可测的情形下，设计如下滑模面：

s＝kq_v+ω

设计的基于动态观测器的挠性卫星姿态滑模控制律如下：

F(s)＝{sgn(s₁),sgn(s₂),sgn(s₃)}^T

min{D_1(i)}>||d||

其中，K₁,D₁,k为正定对角矩阵。正定对称矩阵P满足下述Lyapunov方程

本发明的有益效果是：通过上述方案，解决了挠性卫星在飞行过程中存在外界干扰时的姿态控制及挠性附件的振动控制问题，具有较强的振动抑制能力，完成了挠性卫星姿态机动的高鲁棒性控制；采用本发明设计的姿态控制器保证卫星姿态的良好稳定性和模态振动的衰减，当卫星系统存在外部干扰力矩时，卫星的姿态能很快趋于稳定，能够有效消除外界干扰带来的影响。

附图说明

图1是本发明一种带外部干扰力矩的挠性卫星姿态滑模控制方法的基于状态反馈的姿态滑模控制算法的simulink模型示意图。

图2是发明一种带外部干扰力矩的挠性卫星姿态滑模控制方法的基于动态观测器的姿态滑模控制算法的simulink模型示意图。

具体实施方式

下面结合附图说明及具体实施方式对本发明作进一步说明。

如图1至图2所示，一种带外部干扰力矩的挠性卫星姿态滑模控制方法，包括：

以姿态四元数为基础对存在有界外部干扰力矩的挠性卫星建立如下运动学方程和动力学方程：

其中，J_mb＝J-δ^Tδ,