[发明专利]不依赖神经网络近似的航天器保性能姿态控制方法

权利要求书

1.一种不依赖神经网络近似的航天器保性能姿态控制方法，其特征在于，包括：

步骤1，将航天器数学模型中的参数不确定性、未建模动态和外部扰动作为总扰动，根据总扰动建立航天器姿态误差控制系统的动力学数学模型和运动学数学模型；

步骤2，在航天器姿态误差控制系统的动力学数学模型和运动学数学模型中引入预设性能函数对航天器的姿态回路跟踪误差的稳态和瞬态性能进行约束；

步骤3，根据航天器姿态误差控制系统的动力学数学模型和运动学数学模型设计线性扩张高增益观测器，获取航天器姿态误差控制系统状态和总扰动估计值；

步骤4，根据获得的航天器姿态误差控制系统状态和总扰动估计值，设计控制律；

所述步骤1具体包括：

刚性航天器的姿态误差的动力学数学模型和运动学数学模型，如下所示：

其中，σ_e表示航天器姿态回路的跟踪误差，ω_e表示航天器角速度回路的跟踪误差，σ_d表示航天器姿态回路的参考输入、ω_d表示航天器角速度回路的参考输入，d表示外部扰动，函数H(σ_e,ω_d)＝S(Rω_d)J+JS(Rω_d)，S表示函数J表示刚性航天器的转动惯量矩阵，b表示控制输入增益，u表示控制输入；

所述步骤1还包括：

对于任意矢量υ＝[υ₁,υ₂,υ₃]^T，函数如下所示：

刚性航天器的转动惯量矩阵J，如下所示：

J＝J₀+ΔJ (3)

其中，J表示刚性航天器的转动惯量矩阵，J是不确定的，J₀表示转动惯量矩阵J的标称值，J₀是非奇异的，ΔJ表示转动惯量矩阵的实际值和标称值之间的偏差，ΔJ是有界的；

u为控制输入，如下所示：

其中，u表示控制输入，u_c＝[u_c1,u_c2,u_c3]^T表示待设计的控制输入，u_mi表示第i个回路控制输入已知的上下界，sat表示饱和函数。