一种太阳帆航天器三轴姿态控制及实现方法技术

本发明专利技术公开了一种太阳帆航天器三轴姿态控制及实现方法，步骤为：步骤1、建立太阳帆姿态运动学模型和姿态动力学模型；步骤2、在步骤1的基础上，基于滑模控制理论，构建太阳帆姿态控制器；步骤3、构建操纵律，使执行机构输出控制力矩，实现对太阳帆姿态控制器输出量的跟踪，并施加于太阳帆姿态模型上，完成姿态控制。本发明专利技术方法所设计的控制律原理简单，太阳帆姿态可快速机动至期望位置，且稳态误差较小。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及航天器姿态控制领域，具体涉及一种太阳帆航天器三轴姿态控制及实现方法。
技术介绍
太阳帆航天器通过巨大的帆面反射太阳光来获得轨道推进力。改变太阳帆姿态，调整太阳光反射角度可调节推进力的幅值与方向，继而改变航天器飞行轨道。因此，太阳帆的飞行任务依赖于其姿态调控。复杂的轨道任务对应多样的姿态机动，传统的自旋稳定无法满足姿态多变的要求。为服务太阳帆轨道转移和深空飞行任务，有必要研究高效精准的三轴姿态控制系统。与传统航天器相比，太阳帆所受光压干扰力矩巨大，并且在轨运行期间，航天器面临诸多不确定因素，存在来自轨道耦合、行星引力、磁场等各方面的干扰，这些都要求姿态控制器具有较强的抗干扰能力。此外，基于质心/压心偏差设计的姿态执行机构，在工作过程中使得太阳帆转动惯量变化，这要求姿态控制器具有较好的鲁棒性。滑动质量块-移动小帆执行机构可产生太阳帆三轴姿态控制所需力矩，且完全利用太阳光供能，结构较为简单，不影响太阳帆展开。然而，基于帆面转动原理设计的执行机构形式，转角解算都有一定的难度，因此有必要设计合理的操纵律求解小帆的转动角度。但是现有技术中尚无相关描述。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种太阳帆航天器三轴姿态控制及实现方法。实现本专利技术目的的技术解决方案为：一种太阳帆航天器三轴姿态控制及实现方法，包括以下步骤：步骤1、建立太阳帆姿态运动学模型和姿态动力学模型；步骤2、在步骤1的基础上，基于滑模控制理论，构建太阳帆姿态控制器；步骤3、构建操纵律，使执行机构输出控制力矩，实现对太阳帆姿态控制器输出量的跟踪，并施加于太阳帆姿态模型上，完成姿态控制。本专利技术与现有技术相比，其显著优点为：(1)本专利技术方法所应用的航天器采用的滑动质量块-移动小帆执行机构完全利用太阳光能，无需携带化学能源，减轻了航天器质量，适合深空飞行任务；(2)本专利技术方法中的控制律原理简单，太阳帆姿态可快速机动至期望位置，且稳态误差较小；(3)本专利技术方法所设计的控制律可较好抑制巨大光压力矩干扰，且对太阳帆参数变化具有较好的鲁棒性；(4)本专利技术方法所设计的操纵律可快速解算滑块位置、伸缩杆长度和小帆转角，并实现对控制律的较好跟踪。附图说明图1是控制系统框图。图2是本专利技术所采用太阳帆及执行机构示意图。图3是姿态误差四元数仿真图。图4是滑块位置仿真图，图(A)是滑块2-1位置，图(B)是滑块2-2位置，图(C)是滑块2-3位置，图(D)是滑块2-4位置。图5是小帆角度仿真图。具体实施方式本专利技术针对太阳帆姿态控制中光压力矩干扰大和航天器参数变化的问题，基于滑模控制理论，提出一种具有较强抗干扰能力和鲁棒性的姿态控制方法；并采用一种新型的滑动质量块-移动小帆执行机构，设计合理有效的操纵律实现太阳帆三轴姿态控制。结合图1，本专利技术的一种太阳帆航天器三轴姿态控制及实现方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：步骤1、建立太阳帆姿态运动学模型和姿态动力学模型；所述太阳帆运动学模型为Q·=12q4I3+q×-qTω]]>太阳帆姿态动力学模型为：Jω·+J·ω+ω×(Jω)=τc+τd,]]>其中Q＝[q1q2q3q4]T＝[qTq4]T为姿态四元数，ω＝[ω1ω2ω3]为姿态角速度，ω×表示矢量ω的斜对称矩阵，τd为干扰力矩，τc为执行机构输出的控制力矩，J＝diag(Jx，Jx，Jz)为太阳帆转动惯量，且Jx=Ix+mr(d32+d42)Jy=Iy+mr(d12+d22)Jz=Iz+mr(d12+d22+d32+d42),J·x=2mr(d·3d3+d·4d4)J·y=2mr(d1d·1+d2d·2)J·z=2mr(d1d·1+d2d·2+d·3d3+d·4d4),]]>mr＝m(ms+m)/mt，m为单个滑块质量，ms为帆面质量，mt为航天器总质量，d1、d2、d3、d4分别为4个滑块的位置，Ix，Iy，Iz分别为忽略质心变化时Jx，Jy，Jz的标称值。步骤2、在步骤1的基础上，基于滑模控制理论，构建太阳帆姿态控制器；构建太阳帆姿态控制器包括以下步骤：步骤2-1、建立误差运动学和动力学模型，具体为：误差运动学模型为：qe=qd4q-qd×q-qd4qdqe4=qdTq+q4qd4,]]>误差动力学模型为：其中，为期望姿态四元数，误差四元数为ωd为期望角速度，ωe＝ω-ωd为对应角速度误差；步骤2-2、对控制律执行环境作出如下假设：1)太阳帆转动惯量变化有界，即J＝J0+ΔJ，||ΔJ||≤σJ,σJ≥0，J0为标称值；2)太阳帆转动惯量变化率有界，即3)干扰力矩有界，即||τd||≤d,d≥0；步骤2-3、构建太阳帆姿态控制器公式为：u0=ω×J0ω+J0ω·d-λJ0q·e,]]>u1＝-ks-bsign(s)，其中，ε为很小的正数，λ＞0为滑模面。步骤3、构建操纵律，使执行机构输出控制力矩，实现对太阳帆姿态控制器输出量的跟踪，并施加于太阳帆姿态模型上，完成姿态控制。具体包括以下步骤：步骤3-1、解算滑块位置、小帆转角和伸缩杆长度，使控制力矩实现对控制律u的跟踪，所述滑块的位置解算方程为d1=u(3)mt2mPsAcos2α,d2=u(3)mt2mPsAcos2α,d3=-u(2)mt2mPsAcos2α,d4=-u(2)mt2mPsAcos2α;]]>小帆转角γ和伸缩杆长度l解算方法为：令l＝l0+Δl，移动小帆装置产生的滚动轴力矩为τp＝lf(γ)，f(γ)＝8PsAvcos2(α+γ)sinγ，设当γ＝γ*时，|f(γ)|取最大值，则有|τp|＝|l||f(γ*)|，按如下步骤解算：步骤3-1-1、令Δl＝0；步骤3-1-2、判断|τp|＝|l0||f(γ*)|是否大于|u(3)|，如果大于则执行步骤3-1-3，否则执行步骤3-1-4；步骤3-1-3、对小帆转角γ采用如下操纵律求解：其中步骤3-1-4、令Δl＝Δl+0.1，之后执行步骤3-1-2；步骤3-2、构建执行机构动力学模型，所述执行机构为滑动质量块-移动小帆，动力学模型为：τc=-4l1PsAvcos2(α+γ1)sinγ1-4l2PsAvcos2(α+γ2)sinγ2-m/mt(d3+d4)PsAcos2αm/mt(d1+d2)PsAcos2α]]>其中，τc为执行机构输出的控制力矩，Ps为太阳光压常数，α为太阳帆姿态角，A为帆面面积，Av为单块小帆的面积；步骤3-3、将执行机构输出的控制力矩τc，施加于太阳帆姿态模型上，完成姿态控制。下面进行更详本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种太阳帆航天器三轴姿态控制及实现方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：步骤1、建立太阳帆姿态运动学模型和姿态动力学模型；步骤2、在步骤1的基础上，基于滑模控制理论，构建太阳帆姿态控制器；步骤3、构建操纵律，使执行机构输出控制力矩，实现对太阳帆姿态控制器输出量的跟踪，并施加于太阳帆姿态模型上，完成姿态控制。

【技术特征摘要】
1.一种太阳帆航天器三轴姿态控制及实现方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：步骤1、建立太阳帆姿态运动学模型和姿态动力学模型；步骤2、在步骤1的基础上，基于滑模控制理论，构建太阳帆姿态控制器；步骤3、构建操纵律，使执行机构输出控制力矩，实现对太阳帆姿态控制器输出量的跟踪，并施加于太阳帆姿态模型上，完成姿态控制。2.根据权利要求1所述的太阳帆航天器三轴姿态控制及实现方法，其特征在于，步骤1中太阳帆运动学模型为Q·=12q4I3+q×-qTω]]>太阳帆姿态动力学模型为：Jω·+J·ω+ω×(Jω)=τc+τd,]]>其中Q＝[q1q2q3q4]T＝[qTq4]T为姿态四元数，ω＝[ω1ω2ω3]为姿态角速度，ω×表示矢量ω的斜对称矩阵，τd为干扰力矩，τc为执行机构输出的控制力矩，J＝diag(Jx，Jx，Jz)为太阳帆转动惯量，且Jx=Ix+mr(d32+d42)Jy=Iy+mr(d12+d22)Jz=Iz+mr(d12+d22+d32+d42),J·x=2mr(d·3d3+d·4d4)J·y=2mr(d1d·1+d2d·2)J·z=2mr(d1d·1+d2d·2+d·3d3+d·4d4),]]>mr＝m(ms+m)/mt，m为单个滑块质量，ms为帆面质量，mt为航天器总质量，d1、d2、d3、d4分别为4个滑块的位置，Ix，Iy，Iz分别为忽略质心变化时Jx，Jy，Jz的标称值。3.根据权利要求1所述的太阳帆航天器三轴姿态控制及实现方法，其特征在于，步骤2构建太阳帆姿态控制器包括以下步骤：步骤2-1、建立误差运动学和动力学模型，具体为：误差运动学模型为：qe=qd4q-qd×q-qd4qdqe4=qdTq+q4qd4,]]>误差动力学模型为：其中，为期望姿态四元数，误差四元数为ωd为期望角速度，ωe＝ω-ωd为对应角速度误差；步骤2-2、对控制律执行环境作出如下假设：1)太阳帆转动惯量...

【专利技术属性】
技术研发人员：吴利平，郭毓，姚伟，王璐，钟晨星，吴益飞，郭健，陈庆伟，
申请(专利权)人：南京理工大学，
类型：发明
国别省市：江苏;32