[发明专利]基于特征结构配置的鲁棒Hinf航天器指向控制方法及系统

说明书

基于特征结构配置的鲁棒Hinf航天器指向控制方法及系统，该特征结构配置方法设计的控制器能够为控制系统提供具有所期望特性或结构的所有控制律的完全参数化表示，而后根据航天器自身特点设计合理的约束条件来选择控制律中自由参数。本发明方法以特征结构配置方法为主，进行卫星鲁棒Hinf高精度指向控制设计，根据设计的闭环控制系统结果，确定合理的闭环系统的特征值，依据现有卫星控制器规范化结构进行调整，使得星上闭环控制系统的主特征值与本发明一致，进而令闭环系统具有相似的运动特性。经过带有大挠性结构不确定航天器在轨验证表明，不仅具有较强收敛鲁棒稳定性，而且能够确保在轨长期运行中保持高精度指向任务需求，进而提高系统的可靠性。

技术领域

本发明涉及一种基于特征结构配置的鲁棒Hinf航天器高精度指向控制方法及系统，完善了带有大型挠性附件航天器控制系统设计中传统控制器的带宽低稳态响应时间长问题，采用现代控制理论方法通过配置系统的特征值和特征向量来提高闭环系统的响应性和鲁棒性，属于卫星控制技术领域。

背景技术

携带有臂长和反射器直径均十几米的大型挠性附件的航天器，在设计控制器参数时主要采用传统的设计方法，即通过降低系统带宽的方法使得闭环系统的频率低于挠性附件基频数倍，避免系统共振问题。但该方法带来的问题是闭环系统的稳态响应时间较长，当卫星从一种工作模式切换至另一种工作模式过程中都需要有一段较长时间的稳态过程，或者有效载荷在轨测试期间，需要卫星姿态配合机动使得大型挠性天线指向不同地面参考点，那么，控制系统的这种较慢速响应势必会影响有效载荷的指向稳态时间，进而影响通信等业务工作。因此，需要在设计控制器参数时借鉴现代控制理论方法。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有设计的不足，提供一种基于特征结构配置的鲁棒Hinf航天器高精度指向控制方法，实现了大型挠性有效载荷指向任务需求。

本发明的技术解决方案是：

基于特征结构配置的鲁棒Hinf航天器高精度指向控制方法，步骤如下：

(1)通过星敏感器定姿计算卫星的三轴姿态角，陀螺测量三轴角速度，之后进入步骤(2)；所述三轴姿态角是指滚动姿态角、俯仰姿态角和偏航姿态角；

(2)建立主要挠性模态的姿态控制设计模型：

其中，M＝X,Y,Z，分别表示卫星的滚动轴、俯仰轴和偏航轴；I_M为M轴的转动惯量，为M轴的转动角度，为的二阶导数；为M轴上的控制力矩，为X轴相对质心的转动耦合系数向量，q_iM为挠性附件模态分量，为模态频率矩阵，T_dM为干扰力矩，ξ_i为挠性频率，N_M模态阶次；

之后进入步骤(3)；

(3)确定航天器的PD反馈控制为：

其中，K_p,K_d分别为待设计的比例和微分控制参数，和分别为和的拉氏变换，s为变换因子；

(4)根据步骤(3)得到的PD反馈控制以及步骤(2)建立的姿态控制设计模型，计算得到系统闭环特征方程为：

之后进入步骤(4)；

(5)建立增广矩阵模型；

v(t)＝C₁x(t)+D₁₁w(t)+D₁₂u(t)

其中，v(t)分别为状态变量、辅助变量；w(t)为扰动变量；