[发明专利]一种基于切换控制方法的挠性航天器欠驱动控制系统及其姿态控制方法

说明书

本发明公开了一种基于切换控制方法的挠性航天器欠驱动控制系统及其姿态控制方法，属于航天器姿态控制的技术领域。通过建立了执行机构完全失效的挠性航天器的动力学模型，将由挠性附件的弹性振动所引起的与刚性主体的耦合看做是系统的不确定项，转换系统的动力学模型为标准形式的非线性模型，利用分层滑模的思想将所有的状态分为三个滑模面，对第一层滑模面应用Filippov等效定理设计等效控制分量，再利用第二层和第三层滑模面设计切换控制律，则最终的控制律是由等效控制输入与切换控制律组合构成。本发明克服了挠性航天器在工作过程中执行器出现完全失效的情况下难以正常工作的局限性，提高了挠性航天器姿态控制系统运行的可靠性。

技术领域

本发明公开了一种基于切换控制方法的挠性航天器欠驱动控制系统及其姿态控制方法，属于航天器姿态控制的技术领域。

背景技术

航天器姿态控制问题，因其重要的工程及学术价值，已经引起了人们极大的兴趣，提出了多种多样的航天器姿态控制方法和技术。随着空间技术的飞速发展，新一代航天器，包括现代卫星、轨道空间站、宇宙探测器不断进入太空，使得挠性航天器的控制问题成为空间高科技研究领域的重要课题。

根据所承担的任务，这类航天器刚性主体上常带有各种挠性空间结构(FlexibleSpace Structure)，如大型抛物面天线、太阳帆板、空间机械臂等。其结构尺寸一般比较大，为了减轻运载工具的负担，这些空间结构通常采用低质量，低刚度的结构设计。这类挠性附件与中心刚体在经历大范围运动时，出现了挠性体弹性运动与大范围中心刚体的耦合，这对航天器的姿态控制精度造成很大影响。研究欠驱动航天器的控制问题，除了能够减少系统所携带的执行机构数量，减轻系统质量，降低系统能耗之外，也是保障全驱动系统可靠性的一种应急控制手段，对提高航天器的工作质量和实际使用寿命，并最终实现航天器长时间在轨的自主运行有着重大的理论意义和应用价值。目前，国内外的学者分别对挠性航天器的姿态控制和欠驱动刚性航天器的姿态控制进行了研究，且具有一定的成果，但是对挠性欠驱动航天器的姿态控制方面的研究较少。

近年来，滑模控制技术因其所具有的优良特性而受到越来越多的重视，滑模控制技术能够克服系统的不确定性，对干扰和未建模动态具有很强的鲁棒性，尤其对非线性系统的控制具有良好的控制效果，且非线性表现为控制的不连续性。传统的滑模控制方法在本次研究中以不再适用，本发明提出了一种分层滑模的控制思想，该方法通过自行设计所需的滑模面和等效控制输入(等效控制律)，能快速响应输入的变换，适用于航天器的欠驱动控制。

发明内容

发明目的：为了克服现有技术中存在的不足，本发明提供一种基于切换控制方法的挠性航天器欠驱动控制系统及其姿态控制方法，该发明能够在执行器失效的挠性航天器姿态控制系统在滑模控制器的作用下，实时对失效轴进行补偿，迅速地减小了执行器失效对挠性航天器姿态系统的影响，提高了控制系统的性能。

为实现上述目的，一种基于切换控制方法的挠性航天器的欠驱动控制系统，包括识别器、切换器、欠驱动控制器、执行机构、选择开关以及姿态控制系统，所述选择开关包括输入端和一个以上的连接端；所述识别器、切换器、选择开关、欠驱动控制器、执行机构、姿态控制系统依次连接，同时所述识别器的输入端与姿态控制系统的输出端连接形成闭环姿态控制系统，其中：

识别器，用于对姿态控制系统所输出的姿态和角速度进行识别，并根据识别出的姿态和角速度判断其惯性主轴中的两个轴的控制力矩得到切换信号，同时将该切换信号输送给切换器；

切换器，用于根据识别器发送的切换信号控制选择开关与对应的欠驱动控制器连通；

选择开关，所述选择开关的输出端数目与欠驱动控制器的个数相同，所述选择开关根据切换器的控制选择一个输出端与其对应的欠驱动控制器连通；

欠驱动控制器，所述欠驱动控制器是以航天器绕惯性主轴旋转的角速度、航天器的姿态、挠性附件的运动状态为输入，得到姿态控制的控制信号，并将该控制信号发送到执行机构；