[发明专利]挠性航天器的自适应滑模姿态稳定控制方法

说明书

本发明提供了一种挠性航天器的自适应滑模姿态稳定控制方法，立挠性航天器基于四元数的运动学方程和动力学方程，航天器带有挠性附件，并且转动惯量含有摄动项。本发明的有益效果是：提供了一种挠性航天器的自适应滑模姿态稳定控制方法，采用该自适应滑模姿态稳定控制方法可以使航天器系统具有良好的稳定性，当航天器系统惯量参数发生较大变化时，航天器的姿态能很快趋于稳定；采用该自适应滑模姿态稳定控制方法可以使航天器系统拥有更好的抑制挠性模态振动的能力，挠性附件的振动可以有效的得以抑制。

技术领域

本发明涉及航天器，尤其涉及一种挠性航天器的自适应滑模姿态稳定控制方法。

背景技术

传统的姿态控制算法中，不考虑挠性航天器的转动惯量存在摄动，并且传统的滑模控制算法会引起较大的抖振。

发明内容

为了解决现有技术中的问题，本发明提供了一种挠性航天器的自适应滑模姿态稳定控制方法。

本发明提供了一种挠性航天器的自适应滑模姿态稳定控制方法，首先建立挠性航天器基于四元数的系统模型如下：

其中，ω为挠性航天器的姿态角速度，q₀,q_v分别为姿态四元数的标量部分与向量部分；

δ为挠性航天器的挠性部分与刚体主体之间的耦合矩阵；C,K分别为阻尼矩阵\\和刚度矩阵，

ω_ni,i＝1,2,…,N为自然频率，ζ_i,i＝1,…,N为阻尼系数；J_mb为刚体部分的转动惯量，并且有J_mb＝J-δ^Tδ，其中J＝J₀+△J，J₀是转动惯量标称值，△J为转动惯量不确定系数，挠性航天器带有挠性附件，并且转动惯量含有摄动项；设计如下滑模切换函数：

s＝w+Gq_v

其中，G为3×3的对称正定矩阵；

设计如下自适应律估计不确定性的上界：

其中，分别为c₀,c₁的估计值，并且有

其中，l₀,l₁均为正数；

设计状态反馈的自适应滑模姿态稳定控制律如下：

其中，W,D,G为正定对角矩阵,

l₀,l₁为正数。

作为本发明的进一步改进，将状态反馈的自适应滑模姿态稳定控制律包含的切换函数F(s)替换成如下F1(s)：

F₁(s)＝{f(s₁),f(s₂),f(s₃)}^T

最终得到如下的自适应滑模姿态稳定控制律：

其中，W,D,G为正定对角矩阵,l₀,l₁为正数，f(s_i),i＝1,2,3,的定义如下：