[发明专利]一种约束姿态跟踪误差的卫星姿态控制方法

说明书

本发明提出一种约束姿态跟踪误差的卫星姿态控制方法。该方法首先利用拉格朗日第二方程推导了卫星姿态动力学模型，随后获得了姿态跟踪误差状态方程，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。然后定义姿态误差的约束函数，并将误差转换为无约束变量，进而定义非奇异快速终端滑模面，最后设计具有鲁棒性的姿态控制器。因此这种方法具有对外界扰动抗干扰能力强，姿态跟踪误差可以按照约束函数进行设计从而获得满意的超调量、上升时间和稳态误差等优点，具有较强的应用价值。

技术领域

本发明属于航天器姿态控制技术领域，特别是涉及一种约束姿态跟踪误差的卫星姿态控制方法。

背景技术

近年来，随着深空探测、空间碎片清理和在轨服务等空间任务的增加，超快超稳的航天器姿态控制器设计的重要性愈发显著。针对这些复杂的任务特性，在航天器姿态控制系统设计中，有两个因素必须考虑，即系统鲁棒性和柔性附件的振动抑制。由于空间环境具有较大的随机性和航天器本身存在的系统内外干扰给航天器姿态控制带来了很大的模型不确定性，从而对姿态控制精度提出了更高的要求；此外，为了满足对地面热点地区快速成像、凝视和侦查等特殊需求，对姿态控制器的快速性也提出了较大要求。而航天器为了执行更多科学任务，在设计时，其尺寸和质量规模显著增加，同时其结构质量愈发轻盈，因而增加了系统的柔性特性，在干扰和执行机构的作用下产生的振动信号进入速率陀螺中严重影响了姿态的稳定性和精度。因此，上述任务特性、外界干扰和航天器自身特性等复杂因素对姿态控制性能的要求急剧增加，对其姿态控制系统设计是一项具有挑战性的任务，同时也具有重要的研究意义。

通过对已有技术文献进行检索分析，目前针对航天器超快超稳的控制方法研究中主要有扰动补偿控制、固定时间收敛控制和控制力矩受限控制等几类。其中扰动补偿控制包括了模糊/神经网络逼近、干扰观测器、自适应估计方法和无模型控制方法等，然而上述方法存在计算量较大、可调控制参数过多和系统稳定性证明复杂等缺点。固定时间收敛控制一般是通过设计特定形式的滑模面和姿态控制器，实现姿态控制响应时间上界可以通过控制参数预先估计，但却无法保证具体的收敛时间、超调量和稳态误差等性能指标。控制力矩受限控制是通过合理设计控制器形式或限定增益取值范围，抑或采用抗饱和补偿方法，然而这些方法需要牺牲控制增益并降低动态性能。近年来，一种性能约束的姿态控制方法逐渐得到了广泛的发展，可以按照设计需求获得期望的控制性能，如“漏斗”控制、李雅普诺夫障碍函数和预设性能控制等。综上所述，可将性能约束控制方法与固定时间收敛控制技术相结合，设计一种约束姿态跟踪误差的卫星姿态控制方法，并通过具有固定时间收敛特性的扰动观测器提升控制器的鲁棒性，因而该方法可以同时保证姿态精度、响应时间和快速性等性能指标要求。

发明内容

本发明目的是为了解决卫星在实现指定姿态角指令机动时，使姿态跟踪误差按照预设的约束函数形式渐进收敛的问题，提出了一种约束姿态跟踪误差的卫星姿态控制方法。

本发明是通过以下技术方案实现的，本发明提出一种约束姿态跟踪误差的卫星姿态控制方法，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。

进一步地，所述步骤一具体为：