[发明专利]一种基于反馈线性化技术的航天器相对姿态控制方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种航天器相对姿态控制方法。

背景技术

随着空间技术的发展，航天器姿态控制问题越来越引起国内外众多学者的关注。航天器姿态控制是指航天器在规定或预先确定的参考方向(惯性的或者转动的)上定向的过程。航天器的姿态控制目的是对航天器绕其质心施加力矩，以保持或按需要改变其在空间定向的技术。就卫星而言，其作用是在星箭分离后，控制卫星进行速率阻尼，地球捕获，太阳帆板展开等一系列过程，最终将卫星以一定的精度和稳定度保持在一个期望的姿态上，当卫星由于某种原因偏离期望状态时，卫星姿控系统应能够控制卫星重新恢复到稳定状态。它在卫星的实际运行和控制过程中扮演了十分重要的角色，确保卫星飞行过程中姿态的确定和调整，从而顺利完成既定的飞行任务。

目前从姿态调节问题、姿态跟踪问题到姿态大角度机动问题，都有很多的解决方案产生。传统的航天器姿态控制方法都是基于航天器线性化模型，很多学者都是先将非线性航天器动力学和运动学模型在某个平衡点处采用泰勒展开等数学方法进行线性化处理，转化为线性模型后，然后再用线性系统理论中常用的方法来解决其姿态控制的各种问题。

然而，航天器的姿态控制系统实际上是一个复杂的非线性控制系统，对相对姿态模型进行线性化处理会损失模型精度，进而影响到相对姿态控制的精度。总的来说，对于姿态控制精度要求很高的在轨操作任务而言，当前还未能基于非线性模型提出一种有效简便，易于工程实施的相对姿态控制方法。

发明内容

为了克服现有技术的不足，本发明提供一种相对姿态控制方法，使服务星的姿态在控制器作用下，最终与目标星姿态趋于一致。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案包括以下步骤：

步骤一、建立两个航天器的相对姿态动力学模型

追踪航天器和目标航天器的姿态动力学方程为：

Jcω·c+ωc×Jcωc=Tcb+Tcd---(1)]]>

Jtω·t+ωt×Jtωt=Ttd---(2)]]>

式中，J_c、J_t分别为追踪航天器和目标航天器的转动惯量，ω_c、ω_t分别为追踪航天器本体系和目标航天器本体系相对于惯性系的旋转角速度，T_cd、T_td分别为追踪航天器和目标航天器受到的姿态干扰力矩，T_cb为追踪航天器施加的姿态控制力矩；