[发明专利]一种挠性卫星神经网络反步滑模姿态控制方法

摘要

一种挠性卫星神经网络反步滑模姿态控制方法，涉及一种挠性航天器姿态控制方法。本发明为了解决帆板挠性振动和天线转动产生的扰动问题以及现有的姿态控制方法稳态精度与稳定度有待提高的问题。本发明首先根据航天器建立挠性卫星姿态动力学模型，然后对模型公式进行处理；设计基于反步法的滑模姿态控制器u=G-1{k1(z2-c1z1)+ηsgn(σ)+c1z·1+h[σ+τsgn(σ)]};]]>接着采用RBF神经网络逼近(η+hτ)sgn(σ)；则设计控制器为u=G-1[k1(z2-c1z1)+c1z·1+hσ+W^Th(x)+ϵ^];]]>最后得到完整的姿态控制器表示为u=G-1[k1(z2-c1z1)+c1z·1+hσ+W^Th(x)+ϵ^]W^·=1γσh(x),ϵ^·=1γcσ;]]>按照以上过程分别设计三轴姿态控制器。本发明适用于挠性航天器姿态控制领域。

主权项

一种挠性卫星神经网络反步滑模姿态控制方法，其特征在于：包括以下步骤：步骤1：建立挠性卫星姿态动力学模型：采用混合坐标法建立挠性卫星姿态动力学模型，含有两块帆板和一根运动天线的动力学方程有以下形式：Isω·s+ωs×Isωs+Σk(Fskη··k+ωs×Fskη·k)+Rsaω·a+ωs×Rsaωa=u+dIaω·a+ωa×Iaωa+Faη··3+ωa×Faη·3+RsaTω·s+ωa×RsaTωs=Ta---(1)]]>附件模态方程为：η··1+2ξ1Ω1η·1+Ω12η1+Fs1Tω·s=0η··2+2ξ2Ω2η·2+Ω22η2+Fs2Tω·s=0η··3+2ξ3Ω3η·3+Ω32η3+Fs3Tω·s+FaTω·a=0---(2)]]>其中，ωs＝[ωx,ωy,ωz]T∈R3为卫星角速度，本质为本体系相对于惯性系且投影分解在本体系中的姿态角速度矢量；Is∈R3×3为星体转动惯量阵；u∈R3是由执行机构提供的星体三个通道控制力矩矢量；d∈R3为卫星所受的干扰力矩；ωa＝[ωax,ωay,ωaz]T∈R3为天线转动角速度；Ia∈R3×3为天线转动惯量阵；Ta∈R3是天线转动驱动控制力矩；ηk∈Rn为挠性模态坐标，n为模态阶数，k为附件编号，k＝1、2时表示两帆板，k＝3表示天线；ξk和Ωk为n维对角阵，分别表示附件的阻尼比和模态频率；Fsk∈R3×n为附件振动与星体转动耦合系数；Rsa∈R3×3为天线与星体转动耦合系数；Fa∈R3×n为天线转动与天线臂振动耦合系数；符号表示如下的反对称矩阵ωs×=0-ωzωyωz0-ωx-ωyωx0---(3)]]>类似的，有ωa×=0-ωazωayωaz0-ωax-ωayωax0---(4)]]>步骤2：对模型公式(1)和(2)进行处理后，考虑卫星惯性定向飞行，且采用小角度假设，则卫星角速度ωs近似等于姿态角速度有Θ··=Gu+D---(8)]]>令x1＝θ，将上式写成状态空间形式x·1=x2x·2=Gu+D---(11)]]>步骤3：设计基于反步法的滑模姿态控制器：u=G-1{k1(z2-c1z1)+ηsgn(σ)+c1z·1+h[σ+τsgn(σ)]}---(17)]]>式中，h与τ为待设计参数，均为正数；η≥|D|；步骤4：采用RBF神经网络逼近(η+hτ)sgn(σ)；设计控制器为u=G-1[k1(z2-c1z1)+c1z·1+hσ+W^Th(x)+ϵ^]---(24)]]>得到完整的姿态控制器表示为u=G-1[k1(z2-c1z1)+c1z·1+hσ+W^Th(x)+ϵ^]W^·=1γσh(x),ϵ^·=1γcσ---(27)]]>三轴分别按照上述过程设计姿态控制器，从而完成姿态控制。