[发明专利]挠性航天器的动态滑模姿态跟踪控制的方法及系统

说明书

本发明提供了一种挠性航天器的动态滑模姿态跟踪控制的方法及系统，该方法包括：步骤S1：建立挠性航天器基于误差姿态四元数的运动学方程和动力学方程；步骤S2：通过引入动态切换函数，设计了挠性航天器姿态跟踪问题的动态滑模姿态跟踪控制律，并设计了一个有限时间收敛的鲁棒微分器对挠性航天器系统的部分状态进行估计。本发明的有益效果是：本发明通过切换函数的设计有效抑制了传统滑模控制律符号函数引起的抖振的问题，动态滑模姿态跟踪控制的方法可以使航天器系统进行姿态跟踪。

技术领域

本发明涉及挠性航天器技术领域，尤其涉及挠性航天器的动态滑模姿态跟踪控制的方法。

背景技术

滑模控制以其鲁棒性和较强的抗干扰能力在挠性航天器姿态控制中得到了广泛的应用。针对刚性航天器姿态机动问题，采用自适应方法估计未知扰动的上界，提出了一种基于反推的自适应滑模控制律。针对刚性航天器，提出了一种自适应积分滑模控制律，避免了传统滑模控制律的过适应问题。针对挠性航天器姿态跟踪问题，采用滑模控制方法，提出了一种滑模姿态跟踪控制律。传统的滑模控制律由等效控制和切换控制两部分组成。一般情况下，通过调整开关控制参数，可以解决控制系统的不确定性，提高控制系统的抗干扰能力。传统滑模控制的开关控制由符号函数组成，符号函数会引起高频抖振。针对滑模控制的抖振问题，可以利用饱和函数代替传统滑模控制方法中的符号函数项，研究了刚性航天器姿态机动问题，提出了航天器姿态机动滑模控制规律。通过引入滑模边界层，抖振被限制在一个很小的范围内。然而，引入边界层法并用饱和函数法代替符号函数，削弱了滑模控制的鲁棒性。针对刚性航天器姿态跟踪问题，将不连续控制变量转化为滑模切换函数的高阶导数，提出了高阶滑模姿态跟踪控制律。提出的高阶滑模姿态控制律能有效地解决滑模控制的抖振问题，但高阶滑模控制律的设计受到相对阶数的限制。

综上，背景技术的缺陷为：传统滑模控制的开关控制由符号函数组成，符号函数会引起高频抖振。通过引入滑模边界层，抖振被限制在一个很小的范围内。然而，引入边界层法并用饱和函数法代替符号函数，削弱了滑模控制的鲁棒性。高阶滑模姿态控制律能有效地解决滑模控制的抖振问题，但高阶滑模控制律的设计受到相对阶数的限制。

发明内容

本发明提供了一种挠性航天器的动态滑模姿态跟踪控制的方法，包括如下步骤：

步骤S1：建立挠性航天器基于误差姿态四元数的运动学方程和动力学方程；

步骤S2：通过引入动态切换函数，设计了挠性航天器姿态跟踪问题的动态滑模姿态跟踪控制律，并设计了一个有限时间收敛的鲁棒微分器对挠性航天器系统的部分状态进行估计。

本发明还提供了一种挠性航天器的动态滑模姿态跟踪控制的系统，包括：

建立方程模块：用于建立挠性航天器基于误差姿态四元数的运动学方程和动力学方程；

处理模块：用于通过引入动态切换函数，设计了挠性航天器姿态跟踪问题的动态滑模姿态跟踪控制律，并设计了一个有限时间收敛的鲁棒微分器对挠性航天器系统的部分状态进行估计。

作为本发明进一步的改进，在所述建立方程模块中，基于姿态四元数，建立挠性航天器的运动学方程和动力学方程如下：

其中，q为航天器本体坐标系下的单位姿态四元数，即||q||＝1或q₀为q的标量部分，q_v为q的向量部分，且q_v＝[q₁ q₂ q₃]^T；为航天器本体坐标系下的姿态角速度；矩阵T(q₀,q_v)为

其中，I₃为3×3的单位矩阵；对于任意的x×表示：