[发明专利]挠性航天器无角速度测量的姿态控制方法

说明书

本发明提出了一种挠性航天器无角速度测量的姿态控制方法，采用修正型的Rodrigues参数来描述挠性航天器的姿态，建立基于修正型的Rodrigues参数的运动学方程，并采用混合坐标法对中心刚体带有挠性附件的挠性航天器建立姿态动力学方程。针对修正型的Rodrigues参数描述的挠性航天器的姿态控制系统模型，通过引入一种无源滤波器去替换角速度信息，从而设计一种基于状态反馈的无角速度测量的姿态控制律。本发明解决了挠性航天器在飞行过程中需要实时的角速度传感器的测量数据才能实现航天器姿态的稳定控制问题，完成挠性航天器的高鲁棒性控制。仿真实验证明本发明中的无角速度测量的姿态控制方法具有良好的鲁棒性。

技术领域

本发明涉及航天器控制技术领域，尤其涉及一种挠性航天器无角速度测量的姿态控制方法。

背景技术

传统研究所设计的姿态控制器中需要角速度传感器的测量数据，其价格昂贵且易出故障，影响实际航天器控制系统的应用，不能保证优良的鲁棒性。

发明内容

针对现有技术中存在的缺陷或不足，本发明提供了一种挠性航天器无角速度测量的姿态控制方法，在挠性模态变量可测量的情况下，基于修正型的Rodrigues参数系统模型，设计了基于反馈线性化方法构造的一种渐近稳定的状态反馈的姿态控制律，能够避免实际控制系统中的角速度传感器的使用。

为了实现上述目的，本发明采取的技术方案是：

一种挠性航天器无角速度测量的姿态控制方法，包括：S1、建立修正型的Rodrigues参数系统模型的运动学方程和动力学方程；S2、选取滤波器；S3、基于无源法设计姿态控制律。

本发明的有益效果是：采用本发明方法设计的挠性航天器的姿态控制器，在不使用角速度传感器的情况下，仍能保证平稳地控制航天器的姿态，其具有良好的鲁棒性，且当航天器控制系统在运作时，航天器的姿态能迅速趋于稳定。

附图说明

图1是挠性航天器无角速度测量的姿态控制方法的simulink模型框图。

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进一步说明。

本发明假设挠性航天器的模态变量η和ψ可测量，设计一种基于反馈线性化方法构造的渐近稳定的状态反馈的姿态控制律。

Step 1建立运动学方程和动力学方程

采用修正型的Rodrigues参数来分别描述挠性航天器的姿态，以此为基础的挠性航天器控制系统模型的运动学方程和动力学方程分别如下所示：

采用修正型的Rodrigues参数来描述挠性航天器的姿态，并以此为基础的挠性航天器的运动学方程如下：

其中，ω为航天器的姿态角速度，G(σ)表示为下式：

且σ为修正型的Rodrigues参数向量，为其导数，其反对称矩阵为：

修正型的Rodrigues参数系统模型的动力学方程：

其中，S(ω)为ω的反对称矩阵，即

J_mb＝J-δ^Tδ表示为主体惯量矩阵，为挠性附件的总速度，ω表示挠性航天器的姿态角速度；u表示控制力矩；δ表示为刚体动力学与挠性动力学间的耦合作用矩阵；C，K分别表示为阻尼矩阵和刚度矩阵，

C＝diag{2ξ_iω_ni，i＝1，...，N}