一种航天器姿态机动的控制方法及其收敛时间估算方法技术

本发明专利技术公开了一种航天器姿态机动的控制方法及其收敛时间估算方法，包括以下操作步骤：S1：建立航天器姿态运动学及动力学模型，设计一种非奇异终端滑模变量及一种姿态控制器；S2：提出一种S1中非奇异终端滑模变量滑行阶段收敛时间的估算方法；S3：提出一种S1中非奇异终端滑模变量到达阶段收敛时间的估算方法。综上，本发明专利技术针对航天器姿态机动控制问题，设计了一种基于终端滑模的非光滑姿态控制方法，该方法能够给出姿态机动过程中终端滑模变量到达阶段和滑行阶段的完整的收敛时间上界表达式，且姿态闭环系统为有限时间稳定，因此具备高精度和快速机动的稳定特性。高精度和快速机动的稳定特性。高精度和快速机动的稳定特性。

【技术实现步骤摘要】
一种航天器姿态机动的控制方法及其收敛时间估算方法


[0001]本专利技术涉及航天器姿态的控制
，特别是一种航天器姿态机动的控制方法及其收敛时间估算方法。

技术介绍

[0002]高精度的姿态机动能力是航天器得以顺利执行任务的重要前提和保障，比如对地观测卫星或通信卫星需要依靠姿态机动实现照相机、天线或遥感装置进行高精度指向，比如航天器变轨或交会期间也需要依靠姿态机动以控制火箭发动机的推力方向进而实现高精度变轨或交会，所以高精度的姿态机动能力对航天任务起着至关重要的作用。根据控制力矩产生方式的不同，主要有两种控制方式可以实现航天器姿态机动，一种是以喷气推进系统为代表的质量排除式控制方式，一种是以动量轮和控制力矩陀螺为代表的动量交换式控制方式。不管用哪种方式产生控制力矩，都需要航天器的控制系统在已知实时的和期望的姿态角度以及角速度信息基础上，依据某个规则来命令执行机构输出指定的控制力矩，而这个规则就被称之为航天器姿态控制方法，是航天器控制系统的核心逻辑。
[0003]传统航天器姿态控制方法多以PID控制为主。PID控制方法具有实现简单，参数易调试等诸多优点，然而面对现代航天任务要求越来越高，不仅对姿态机动的控制精度提出更高要求，同时也对姿态机动的速度、抗干扰能力等方面也提出了更高要求。为了从控制方法角度进一步提升航天器姿态控制性能，诸多高级控制方法被先后提出，如公开号为CN111752292B的中国专利申请公开的一种分布式航天器的姿态协同跟踪控制方法，如公开号为CN110687915B的中国专利申请公开的一种基于无向通信拓扑的航天器编队姿态协同控制方法，如公开号为CN109164824B的中国专利申请公开的一种考虑飞轮不确定性的航天器姿态控制方法。
[0004]以上已公开的专利都是基于终端滑模提出了航天器有限时间姿态控制方法，这些方法都能实现航天器姿态机动的高精度、更快速、刚扰动能力强等要求，然而利用终端滑模设计有限时间控制器的方法存在“控制奇异与收敛时间矛盾性”的问题，即要么控制器无奇异但没法给出估算收敛时间的完整上界，要么可以估算收敛时间完整上界但控制存在奇异现象。对于有限时间控制，估算收敛时间是证明系统为有限时间稳定最直接和最明显的方式，因此能否给出收敛时间完整上界且解决控制器无奇异问题，对基于终端滑模设计的航天器姿态控制具有重要意义。

技术实现思路

[0005]针对现有技术中存在的问题，本专利技术提供了一种基于终端滑模的非光滑姿态控制方法。此方法能够给出姿态机动过程中终端滑模变量到达阶段和滑行阶段的完整的收敛时间上界表达式，以此证明姿态闭环系统为有限时间稳定且具备高精度和快速机动的特性。
[0006]本专利技术目的是设计姿态控制器使得航天器能够快速且高精度完成姿态机动任务。本专利技术的目的通过以下技术方案实现。
[0007]一种航天器姿态机动的控制方法，包括以下操作步骤：
[0008]建立航天器姿态运动学及动力学模型，设计非奇异终端滑模变量及姿态控制器；
[0009]所述航天器姿态运动学及动力学模型为如下形式：
[0010][0011]其中Ω∈R3表示航天器角速度，其为航天器本体坐标系相对惯性坐标系的旋转速度在本体坐标系下的投影，J＝J
T
∈R3×3表示航天器转动惯量，Γ∈R3×
m
表示用于姿态控制的反动轮的安装矩阵，m表示反动轮的个数，u∈R
m
×1表示待设计的各反动轮的输出力矩，[σ0,σ
T
]T
∈R4表示用来描述航天器在坐标系中姿态的姿态四元素，σ0∈R表示标量部分，σ∈R3表示矢量部分，R(σ)∈R3×3表示姿态旋转矩阵，其表达式为R(σ)＝0.5(σ0I+σ
×
)，其中运算符
×
用来表示一种斜对称矩阵；
[0012]所述非奇异终端滑模变量具有如下形式：
[0013][0014]其中b1＞0，l1∈(1,2)为控制参数，运算符表示带符号的求幂运算，sign(a)表示a的符号，当a为正数时，sign(a)＝1，当a为负数时，sign(a)＝
‑
1，当a为0时，sign(a)＝0；当航天器姿态σ和角速度Ω能稳定在滑模面S＝0上，则该滑模面能保证航天器姿态σ在有限时间内收敛到平衡点；
[0015]所述姿态控制器具有如下形式：
[0016][0017]其中a1＞0、a2＞0、l2∈(0,1/l1)为控制参数，此控制作用是保证滑模变量S能在有限时间内收敛到滑模面S＝0上。
[0018]进一步的，所述姿态控制器的增益参数α2需满足如下约束：
[0019][0020]一种航天器姿态机动的收敛时间估算方法，总收敛时间为非奇异终端滑模变量滑行阶段与到达阶段的收敛时间之和。
[0021]进一步的，所述非奇异终端滑模变量滑行阶段的收敛时间根据以下方法进行估算：
[0022][0023]其中函数和的表达式分别为和和表示当状态变量到达滑模面时对应的σ0的值。
[0024]进一步的，所述非奇异终端滑模变量到达阶段的收敛时间根据以下方法进行估
算：
[0025][0026]其中θ1为(0,1)间的任意正常数，V
S0
表示任务初始时刻变量V
S
的值，变量V
S
如下：
[0027][0028]其中Ω*定义为
[0029]相比于现有技术，本专利技术的优点在于：1、本专利技术针对航天器姿态机动控制问题，提出一种基于终端滑模的有限时间姿态控制方法，相比传统线性控制(如PID控制)，本专利技术提出的方法具有收敛快、精度高、抗扰动能力强等优点，能满足日益复杂航天任务对姿态机动和姿态稳定的高要求。
[0030]2、本专利技术创新性提出一种估算终端滑模变量到达阶段收敛时间的估算方法，该方法相比以往非奇异终端滑模方法具有估算收敛时间完整的优点。
[0031]3、本专利技术创新性提出一种估算终端滑模变量滑行阶段收敛时间的估算方法，该方法相比以往非奇异终端滑模方法增加了滑行过程中σ0处在(
‑
1,0)区间时的收敛时间的估算，因此该方法适用于有姿态大机动需求的航天器姿态控制任务。
附图说明
[0032]图1为本专利技术提出的一种航天器姿态机动的控制方法及其收敛时间估算方法中的系统框图。
[0033]图2为本专利技术提出的一种航天器姿态机动的控制方法及其收敛时间估算方法中的三种控制方法的姿态的曲线图及其局部放大图。
[0034]图3为本专利技术提出的一种航天器姿态机动的控制方法及其收敛时间估算方法中的三种控制方法的角速度的曲线图及其局部放大图。
[0035]图4为本专利技术提出的一种航天器姿态机动的控制方法及其收敛时间估算方法中的三种控制方法的四个反作用飞轮输出力矩的曲线图。
具体实施方式
[0036]下面结合说明书附图和具体的实施例，对本专利技术作详细描述。
[0037]如图1
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航天器姿态机动的控制方法，其特征在于，包括以下操作步骤：建立航天器姿态运动学及动力学模型，设计非奇异终端滑模变量及姿态控制器；所述航天器姿态运动学及动力学模型为如下形式：其中Ω∈R3表示航天器角速度，其为航天器本体坐标系相对惯性坐标系的旋转速度在本体坐标系下的投影，J＝J
T
∈R3×3表示航天器转动惯量，Γ∈R3×
m
表示用于姿态控制的反动轮的安装矩阵，m表示反动轮的个数，u∈R
m
×1表示待设计的各反动轮的输出力矩，[σ0,σ
T
]
T
∈R4表示用来描述航天器在坐标系中姿态的姿态四元素，σ0∈R表示标量部分，σ∈R3表示矢量部分，R(σ)∈R3×3表示姿态旋转矩阵，其表达式为R(σ)＝0.5(σ0I+σ
×
)，其中运算符
×
用来表示一种斜对称矩阵；所述非奇异终端滑模变量具有如下形式：其中b1＞0，l1∈(1,2)为控制参数，运算符表示带符号的求幂运算，sign(a)表示a的符号，当a为正数时，sign(a)＝1，当a为负数时，sign(a)＝
‑

【专利技术属性】
技术研发人员：姜博严，刘丞洋，吉娇，吕国梁，
申请(专利权)人：常州工学院，
类型：发明
国别省市：