[发明专利]一种挠性航天器姿态与结构振动的耦合控制方法

权利要求书

1.一种挠性航天器姿态与结构振动的耦合控制方法，其特征在于，包含以下步骤：

S1，根据挠性航天器的刚柔耦合动力学模型，在弹性振动控制方程中引入正位置反馈控制算法，形成含主动振动控制的航天器的刚柔耦合动力学模型；

S2，设计航天器的姿态控制方法，考虑正位置反馈控制参数，采用鲁棒控制方法设计姿态控制策略；

所述的步骤S1具体包含：

S11、挠性航天器的刚柔耦合动力学模型

式中，J为航天器转动惯量矩阵；ω为中心刚体的角速度矢量，τ为作用于航天器上的控制力矩，D为刚柔转动耦合矩阵，η为挠性结构模态坐标；ξ为挠性结构阻尼比矩阵，Λ为挠性结构自然频率矩阵；

S12、挠性航天器控制方程中引入正位置反馈控制器，得到系统的控制方程

式中，G为正位置反馈补偿器增益矩阵，B_a为压电片配置矩阵，ε为补偿器状态变量，ξ_c为补偿器模态阻尼比，Λ_c为补偿器固有频率矩阵，B_s为传感器的配置矩阵；

S13、含主动振动控制的航天器的刚柔耦合动力学模型演化为

式中，

所述的步骤S2具体包含：

S21、小角度机动时，且假设姿态角及姿态角速度可测，将挠性航天器模型转换为状态空间的形式

式中，θ为姿态角，

I_n+m表示维数为n+m的单位阵；

S22、根据标准的H_∞问题进行定常参数情况下H_∞控制器设计，存在容许控制器

式中，F_∞、Z_∞、L_∞为H_∞解Hamilton矩阵中的量；

S23、对于含不确定性的系统，表示为

其中

航天器控制方程中质量阵M_s中的标称矩阵M_norm；

式中，w、R和L为定义结构不确定性的量，之后根据标准的H_∞问题控制器的设计。