[发明专利]一种基于切换控制方法的挠性航天器欠驱动控制系统及其姿态控制方法

摘要

本发明公开了一种基于切换控制方法的挠性航天器欠驱动控制系统及其姿态控制方法，属于航天器姿态控制的技术领域。通过建立了执行机构完全失效的挠性航天器的动力学模型，将由挠性附件的弹性振动所引起的与刚性主体的耦合看做是系统的不确定项，转换系统的动力学模型为标准形式的非线性模型，利用分层滑模的思想将所有的状态分为三个滑模面，对第一层滑模面应用Filippov等效定理设计等效控制分量，再利用第二层和第三层滑模面设计切换控制律，则最终的控制律是由等效控制输入与切换控制律组合构成。本发明克服了挠性航天器在工作过程中执行器出现完全失效的情况下难以正常工作的局限性，提高了挠性航天器姿态控制系统运行的可靠性。

主权项

1.一种基于切换控制方法的挠性航天器欠驱动控制系统的姿态控制方法，其特征在于，所述欠驱动控制系统，包括识别器、切换器、欠驱动控制器、执行机构、选择开关以及姿态控制系统，所述选择开关包括输入端和一个以上的连接端；所述识别器、切换器、选择开关、欠驱动控制器、执行机构、姿态控制系统依次连接，同时所述识别器的输入端与姿态控制系统的输出端连接形成闭环姿态控制系统，其中：识别器，用于对姿态控制系统所输出的姿态和角速度进行识别，并根据识别出的姿态和角速度判断其惯性主轴中的两个轴的控制力矩得到切换信号，同时将该切换信号输送给切换器；切换器，用于根据识别器发送的切换信号控制选择开关与对应的欠驱动控制器连通；选择开关，所述选择开关的输出端数目与欠驱动控制器的个数相同，所述选择开关根据切换器的控制选择一个输出端与其对应的欠驱动控制器连通；欠驱动控制器，所述欠驱动控制器是以航天器绕惯性主轴旋转的角速度、航天器的姿态、挠性附件的运动状态为输入，得到姿态控制的控制信号，并将该控制信号发送到执行机构；执行机构，用于在欠驱动控制器的控制信号的作用下得到挠性航天器的操作指令，并将该操作指令发送给姿态控制系统；姿态控制系统，用于根据执行机构的操作指令对航天器动作，以航天器绕惯性主轴的旋转角速度和航天器的姿态构成所述欠驱动控制系统的输出向量；包括以下步骤：步骤一，根据航天器绕惯性主轴旋转的角速度、航天器的姿态、挠性附件的运动状态，建立执行器失效的挠性航天器的运动学和动力学模型；所述步骤一中建立的执行器失效的挠性航天器的运动学和动力学模型分别为：动力学模型： J ω · + δ T η ·· = - ω × ( J ω + δ T η · ) + T η ·· + C η · + K η = - δ ω · ]]>运动学模型： q · = 1 2 ( q 0 ω - ω × q ) q · 0 = - 1 2 ω T q ]]>其中，J为航天器总体的转动惯量，J＝diag(J1 J2 J3)，J1 J2 J3分别表示绕各自惯性主轴的转动惯量，ω为惯性角速度，ω1、ω2、ω3表示惯性角速度的三维向量，是航天器绕惯性主轴的角加速度，ω×是惯性角速度三维向量的反对称叉乘矩阵，δ表示刚体与弹性模态的耦合矩阵，T表示航天器三个惯性主轴输入的控制力矩，η、分别代表挠性部分的弹性振动、振动速率及振动加速率；C和K分别表示航天器的阻尼矩阵和刚度矩阵，C＝diag(2ξ1Λ1 2ξ2Λ2 … 2ξNΛN)，其中ξi和Λi分别为自然频率和阻尼系数；q为控制器输入端接收的信号，q0、q1、q2、q3代表挠性航天器的姿态四元数，其中q0是标量；步骤二，将动力学模型中的状态分别分解到航天器的惯性主轴方向上，得到其简化的动力学方程；所述步骤二中将动力学模型中的状态分别分解到航天器的惯性主轴方向上的方法，包括以下步骤：步骤二一，将带入到步骤一中所建立的航天器的动力学方程中，可得： ( J - δ T δ ) ω · + ω × J ω = - ω × δ T η · + δ T C η · + δ T K η + T ; ]]>步骤二二，将δTKη和两项作为航天器的不确定项，步骤二一中求得的动力学方程可以改写为： J 0 ω · + ω × J ω = T + F ‾ ( ω , η , η · ) ; ]]>其中为系统总的不确定项，J0＝J-δTδ代表航天器刚性主体的惯性矩阵；步骤二三，设J0是非奇异的，则步骤二二的动力学方程改写为： ω · = - J 0 - 1 ω × J ω + J 0 - 1 T + J 0 - 1 F ‾ ( ω , η , η · ) ; ]]>步骤二四，将步骤二三中改写的动力学方程，分解到惯性主轴上，并且简化参数，得到如下的标称非线性方程： ω · 1 = a 1 ω 2 ω 3 + u 1 + f 1 ( ω , η , η · ) ω · 2 = a 2 ω 3 ω 1 + u 2 + f 2 ( ω , η , η · ) ω · 3 = a 3 ω 1 ω 2 + f 3 ( ω , η , η · ) ]]>其中，该标称非线性方程即为简化后的动力学方程；步骤三，根据航天器绕惯性主轴旋转的角速度，航天器的姿态，定义第一层滑模面，选择航天器惯性主轴中具有控制力矩的两个轴所对应的角速度和航天器的姿态的两个等式进行求导，并将该求导结果带入到步骤二中简化的动力学方程，应用Filippov等效理论，得到姿态控制系统的等效控制输入；所述步骤三中求解等效控制输入的方法，包括以下步骤：步骤三一，定义的第一层滑模面：其中，k1、k2和k3都是大于0的常数；步骤三二，根据Filippov等效理论，将步骤一定义的第一层滑模面前两个等式进行求导，得到：将该求导结果带入步骤二中简化的动力学方程，得出系统的等效控制输入为： u e q 1 = - a 1 ω 2 ω 3 - f 1 - k 1 q · 1 u e q 2 = - a 2 ω 3 ω 1 - f 2 - k 2 q · 2 ; ]]>步骤四，根据步骤三定义的第一层滑模面，定义第二层滑模面和第三层滑模面，对第三层滑模面求导，同时选取第三层滑模面的到达率，将该求导结果带入到步骤二中简化的动力学方程和步骤三中的等效控制输入，得到切换控制律；步骤五，根据步骤三得到的等效控制输入和步骤四得到切换控制律，得出系统的总控制量，进而确定出挠性航天器欠驱动控制的控制律，此控制律为等效控制输入与切换控制律的和，在执行器失效的挠性航天器姿态控制系统在滑模控制器的作用下，实时对失效轴进行补偿，使得挠性欠驱动航天器保持姿态平稳。