[发明专利]一种考虑反作用轮动态特性的航天器高精度姿控方法

权利要求书

1.一种考虑反作用轮动态特性的航天器高精度姿控方法，其特征在于，包括以下步骤：

第一步，基于反作用轮动态特性和航天器姿态动力学，建立带有等价摩擦力矩和等价反电势干扰且考虑反作用轮动态特性的航天器姿态控制系统耦合动力学模型；

第二步，针对等价摩擦力矩干扰和飞轮等价反电势干扰，基于反作用轮动态特性，分别设计非匹配干扰观测器和匹配干扰观测器组成多源干扰观测器，对等价摩擦力矩干扰及其导数和飞轮等价反电势干扰进行估计；

第三步，基于反作用轮动态特性和多源干扰观测器，设计复合终端滑模控制器，实现航天器高精度姿态控制，完成考虑反作用轮动态特性的航天器高精度姿控方法。

2.根据权利要求1所述的一种考虑反作用轮动态特性的航天器高精度姿控方法，其特征在于：所述第一步中，基于反作用轮动态特性和航天器姿态动力学，建立带有等价摩擦力矩和等价反电势干扰且考虑反作用轮动态特性的航天器姿态控制系统耦合动力学模型，具体步骤如下：

针对航天器俯仰运动，航天器姿态动力学模型为：

其中，J_x、J_y、J_z分别为航天器三轴转动惯量，θ为航天器姿态角，为航天器角加速度，n为航天器轨道运行速率，ω为飞轮转速，J为飞轮惯量；通过调节飞轮转速，进行飞轮与航天器星体之间角动量交换，实现航天器姿态角控制；

飞轮机械特性动态为：

其中，T为飞轮电机的电磁驱动力矩，d为飞轮摩擦干扰力矩，k_v为电磁转矩系数，f(ω)＝d为飞轮摩擦力矩；

电特性动态为：

其中，t为飞轮电机运行时间，L为电枢电感，i_a为电枢电流，r_a为电枢电阻，U_a为电枢电压，k_e为反电势系数；

定义等价变量x₁＝θ，x₃＝i_a，u＝U_a，其中，为航天器姿态角速度，考虑反作用轮动态特性的航天器姿态方程如下：

其中，均为姿态方程系数；

定义航天器姿态角跟踪误差e＝θ-θ^r，期望姿态角θ^r＝0，定义等价变量z₁＝e＝θ＝x₁，

基于反作用轮动态特性和航天器姿态动力学，带有等价摩擦力矩和等价反电势干扰且考虑反作用轮动态特性的航天器姿态控制系统耦合动力学模型如下表示：

3.根据权利要求1所述的一种考虑反作用轮动态特性的航天器高精度姿控方法，其特征在于：所述针对等价摩擦力矩干扰和飞轮等价反电势干扰，反作用轮动态特性，分别设计非匹配干扰观测器和匹配干扰观测器组成多源干扰观测器，对等价摩擦力矩干扰及其导数和飞轮等价反电势干扰进行估计，具体步骤如下：

针对航天器等价摩擦力矩干扰及其导数的非匹配干扰观测器设计为：

其中，l₁₁＞0、l₁₂＞0为有待设计的非匹配干扰观测器增益，为航天器摩擦力矩干扰d₁的估计值，为航天器摩擦力矩干扰导数的估计值，p₁₁、p₁₂为辅助状态变量；

针对飞轮等价反电势干扰的匹配干扰观测器设计为：

其中，l₂＞0为有待设计的匹配干扰观测器增益，为飞轮反电势干扰d₂的估计值，p₂为辅助状态变量。

4.根据权利要求1所述的一种考虑反作用轮动态特性的航天器高精度姿控方法，其特征在于：所述第三步中，基于反作用轮动态特性和多源干扰观测器，设计复合终端滑模控制器，实现航天器高精度姿态控制，具体步骤如下：

根据误差动态方程，设计滑模面如下：

其中，λ_f0＞0，λ_f1＞0，λ_f2＞0，1＜α₁＜2，α₀＞α₁，α₂＜1为滑模面参数；

为削减抖振效应，保证快速有限时间收敛，有如下快速终端滑模到达律：

其中，k₁＞0，k₂＞0，0＜α₃＜1为滑模到达律参数；

根据干扰观测器的估计值，设计复合终端滑模控制律如下：

u＝u₀+u₁+u₂

其中，

其中，u₀为等价控制输入，u₁为到达控制输入，u₂为补偿控制输入。