[发明专利]基于航天器三超相互制约与耦合的姿态控制方法及系统

权利要求书

1.基于航天器三超相互制约与耦合的姿态控制方法，其特征在于包括如下步骤：

(1)建立引入二级控制后的控制模型；

(2)对空间结构的载荷和星体分别建立有限元模型；

(3)使用有限元模型给出的系数矩阵，分别建立载荷和星体的动力学方程，计算载荷和星体的模态集，并将载荷和星体的动力学方程变换至各自的模态空间；

(4)由载荷、星体的模态空间动力学方程和主动指向超静平台动力学方程，建立三超平台动力学方程；

(5)根据实际控制作用和被控量得到变换矩阵，对三超平台动力学方程进行输入输出变换，得到以物理坐标为输入、输出的状态空间方程；

(6)根据步骤(5)得到的状态空间方程得到控制律，进而实现航天器的在轨姿态控制。

2.根据权利要求1所述的基于航天器三超相互制约与耦合的姿态控制方法，其特征在于：建立引入二级控制后的控制模型，具体为：将载荷作为被控对象的二级控制，扩维状态量和输入输出量，获得线载荷控制回路，通过引入二级控制实现载荷和星体的控制；

引入二级控制后的控制模型为

m₁+m₂＝m

其中，m为整星质量惯量，x为整星控制模型的状态变量，u为整星控制输入，f(x)为执行机构环节的非线性影响；m₁,m₂分别为引入二级控制后卫星平台与载荷的惯量，x₁,x₂为新的状态变量，u₁,u₂为新的控制输入，f₁(x₁),f₂(x₂)为新的高阶或非线性项；d₁₂为星体与载荷间连接环节的被动力，K是输出的转换系数；是x对时间的导数，为x对时间的二阶导数，x可以为任意矢量。

3.根据权利要求1所述的基于航天器三超相互制约与耦合的姿态控制方法，其特征在于：空间结构包括载荷和星体两部分，星体包括安装于星体的挠性附件，即太阳帆板和天线；星体与载荷之间的主动指向超静平台为六自由度并联平台。

4.根据权利要求1所述的基于航天器三超相互制约与耦合的姿态控制方法，其特征在于：基于有限元法的载荷动力学方程具体为

x⁽¹⁾为载荷各个节点位移组成的列阵，x⁽¹⁾为n⁽¹⁾×1节点位移向量,节点个数为n⁽¹⁾/6，n⁽¹⁾为载荷自由度数，M⁽¹⁾为载荷的质量阵，D⁽¹⁾为载荷的阻尼阵，G⁽¹⁾为载荷的陀螺阵，K⁽¹⁾为载荷的刚度阵；其中，M⁽¹⁾为对称正定矩阵，反映载荷的质量特性；G⁽¹⁾为反对称矩阵，反映载荷上安装的高速转动部件产生的陀螺效应；K⁽¹⁾、D⁽¹⁾分别反映了载荷的刚度、阻尼特性，二者均为半正定矩阵；为主动指向超静平台对载荷的作用力向量，为载荷质心节点的控制力向量，w⁽¹⁾为扰振力向量，与分别为和w⁽¹⁾的输入变换矩阵，反映了载荷输入点的位置并包含了相关的坐标变换信息，

其中，0_m×n为m×n维0矩阵，其中m和n可以为任意正整数；I_n×n为n×n维单位矩阵，其中n可以为任意正整数。

5.根据权利要求4所述的基于航天器三超相互制约与耦合的姿态控制方法，其特征在于：载荷的模态集为

其中，为载荷的约束模态矩阵，为载荷的自由模态矩阵；

载荷模态空间中的动力学方程写为：

其中，q⁽¹⁾是载荷的模态坐标列阵，