[发明专利]一种约束姿态跟踪误差的卫星姿态控制方法

权利要求书

1.一种约束姿态跟踪误差的卫星姿态控制方法，其特征在于：所述方法包括以下步骤：

步骤一：所述卫星具有两个太阳帆板，通过定义动能函数、势能函数和耗散能函数，基于拉格朗日第二方程推导了包含太阳帆板转动、弹性振动和绕质心转动的完整卫星姿态动力学模型；

步骤二：基于卫星姿态动力学模型，定义姿态跟踪误差，获得二阶姿态误差动力学状态方程，并采用具有固定时间收敛特性的扰动观测器实现对外部扰动的估计；

步骤三：基于定义的姿态跟踪误差，设计误差的约束函数，通过误差转换公式将姿态跟踪误差转换为新的无约束的变量，从而便于控制系统设计；

步骤四：基于新建立的无约束的变量及其导数值，构建非奇异快速终端滑模面，以约束误差的运动形式；

步骤五：基于步骤二中获得的扰动估计值和步骤四中的滑模面，设计具有固定时间收敛特性和姿态跟踪误差受约束的姿态控制器以满足姿态机动要求。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：所述步骤一具体为：

首先质量微元在卫星本体坐标系中的位置矢量为r＝r_L+ρ+u_E，r_L为卫星质心距太阳帆板l铰链点的矢量，太阳帆板中某一质量微元dm在帆板体坐标系中的位置矢量为ρ，同时其振动位移为u_E，可得速度矢量：

其中ω_b为卫星本体相对惯性系的角速度，ω_l为太阳帆板l相对于卫星本体的刚性转动角速度矢量；假设太阳帆板l相对帆板体坐标系的振型Φ_l为3×n矩阵，则振动位移表示为u_E＝Φ_lη_l，η_l为位移广义坐标，则包含卫星本体和太阳帆板的转动动能T_b为：

其中J_bl为太阳帆板l对质心O的转动惯量矩阵，J_bb为卫星本体相对质心的惯量矩阵，J_b为整星转动惯量矩阵，且J_b＝J_bb+J_bl，F_bl为卫星本体对太阳帆板l的影响矩阵；

假定太阳帆板l的固有频率对角矩阵为Λ_l，对角阻尼矩阵为ζ_l，则太阳帆板l的弹性势能U表示为：

同样，太阳帆板l的耗散能，表示为：

拉格朗日方程利用广义坐标来描述非自由质点系的运动，方程以系统的动能、势能、耗散函数和广义力的形式表现，如果系统有n个自由度且系统为非保守系统，拉格朗日形式的动力学方程如下所示：

则分别以振动位移、卫星本体角速度和帆板角速度为广义坐标，求解上述方程可得如下所示耦合姿态动力学模型：

其中R_a为卫星本体对帆板转动的影响矩阵，ω_a为太阳帆板相对星体转动角速度向量，F_s为卫星本体对太阳帆板柔性的影响矩阵，F_a为-Y帆板及+Y帆板转动与柔性的耦合矩阵，η为帆板振动模态坐标列阵，ξ为振动阻尼矩阵，Ω为振动频率矩阵，u为作用于星上的广义力矩，d₁为干扰值，J_a为-Y帆板及+Y帆板对于连接点的转动惯量矩阵；此外，以修正的罗德里德常数σ表示的姿态运动学方程为：

其中σ_d为期望的姿态角，σ^×为反对称矩阵，则姿态误差σ_e为：

姿态角速率误差ω_e为

ω_e＝ω_b-R(σ_e)ω_d (9)

其中和均为反对称矩阵，ω_d为期望的姿态角速率，则最终可得姿态跟踪误差动力学模型：

其中d_F为未建模动态或扰动值。