[发明专利]基于滑模观测器的低轨挠性卫星姿态跟踪控制方法

权利要求书

1.一种基于滑模观测器的低轨挠性卫星姿态跟踪控制方法，其特征在于：所述低轨挠性卫星姿态跟踪控制方法通过以下步骤实现：

步骤一：建立地心惯性坐标系OX_IY_IZ_I和卫星本体坐标系OX_bY_bZ_b；

步骤二：定义模态振动状态从而将挠性卫星姿态动力学方程为状态空间表达式；式中，表示模态振动速度，δ表示刚柔耦合矩阵，ω_bI表示当前姿态角速度；

步骤三、根据卫星运行轨道环境性质及角速度激发挠性振动的关系式，确定观测器受到的干扰信号的上界，且观测器滑模项增益ρ满足：ρ≥sup||d||；式中，中间模态振动状态量ψ′的观测误差值且所述中间模态振动状态量ψ′的观测误差值的数值小于等于模态振动速度的量级；

步骤四、根据滑模观测器理论，并综合Lyapunov稳定与匹配条件的约束，求解线性矩阵不等式：P(A-GH)+(A-GH)TP<0-IPB-HTFTBTP-FH0<0]]>得：观测器增益矩阵G、观测器匹配矩阵F和Lyapunov方程矩阵变量P；

步骤五、采用滑模观测器：x^·=Ax^+Bu+Bf^-G(y^-y)+uy^=Hx^]]>观测得到模态振动位移η和模态振动状态ψ的实时信息，进而得到滑膜观测器估计模态振动速度量值与滑膜观测器估计模态振动状态量值

步骤六、定义误差姿态四元数Q_e与误差姿态角速度ω_e，将挠性卫星姿态动力学方程改写成误差姿态跟踪控制模型：

Jmω·e+Jmω·dIb+ωbI×JmωbI+ωbI×δTψ+δTCδωbI-δTCψ-δTKη=u+Td,]]>式中，Q_bI表示当前姿态四元数，且q₀表示当前姿态四元数Q_bI的标量部分、q表示当前姿态四元数Q_bI的矢量部分，Q_dI为目标姿态四元数，ω_dI为目标姿态角速度，得到误差姿态四元数以及误差姿态角速度其中，q_e0为所述误差姿态四元数Q_e的标量部分，q_e为所述误差姿态四元数Q_e的矢量部分；

步骤七、根据卫星轨道气动环境特性与观测器误差状态量值确定控制律的滑模项增益k＝diag(k₁ k₂ k₃)，且ki>|Jm-1(Td+ωbI×δTψ~-δTCψ~-δTKη~)|i,]]>其中表示模态振动位移η的观测值与真值之差，ψ表示中间模态振动状态量ψ的观测值与真值之差，|Jm-1(Td+ωbI×δTψ~-δTCψ~-δTKη~)|i]]>表示对应矢量部分绝对值第i位的数值；

步骤八、根据测量得到的卫星姿态四元数、姿态角速度信息与步骤五得到所述滑模观测器估计得到的模态量值与对步骤六得到的误差姿态跟踪模型采用如下形式的滑模控制律实现卫星姿态的高精度跟踪控制：u=λ2Jm((qeTωe)qe-qe0(qe0I+qe×)ωe)+Jmω·dIb+ωbI×JmωbI+δTCδωbI+ωbI×δTψ^-δTCψ^-δTKη^-kJmsat(s);]]>式中，滑模面s＝λq_e0q_e+ω_e，λ为正的常数且滑模项满足sat(si)=sign(si)|si|>αsi/α|si|≤α,]]>α表示滑模控制律边界层厚度。