【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于航空航天，具体涉及一种超大尺度柔性航天器协同姿态控制与分布式振动抑制方法。
技术介绍
1、遥感卫星作为航天技术的产物和科学探索的载体，已承担起对地观测、深空探测和导航定位等重大空间任务。其中，空间技术的迅速进步推动了星载天线的跨越发展，为了提高信息传输容量，实现遥感的高分辨率，提出了天线结构大型化的需求，各航天大国在大型星载天线方面的投入日益增大，大型天线结构已成为航天领域的研究热点。但大型柔性结构易产生包含多模态的非线性低频振动，形式复杂且难以衰减，在轨运行阶段卫星姿态机动与结构振动之间还存在耦合动力学行为，随着遥感任务进行，太阳辐射力矩、重力梯度力矩等多重空间扰动会加剧耦合效应，对星载天线的姿态指向精度与稳定度产生很大影响。此外，天线阵和电池阵的振动状态难以直接获取，结构特性和模型参数等存在不确定性，这给卫星姿态与振动协同控制带来了极大挑战。因此，需要设计对扰动具备强鲁棒性的超大尺度航天器姿态运动与结构振动的主动控制方法，同时实现高精度、高稳定度姿态控制和高精度、快速振动抑制。
技术实现思路
1、为了解决现有技术存在的问题，本专利技术为实现高精度、高稳定度姿态控制以及高精度、快速振动抑制，提出了一种超大尺度柔性航天器协同姿态控制与分布式振动抑制方法。基于奇异摄动理论，精确分解超大尺度柔性航天器刚柔耦合动力学模型。分别设计带有自适应切换和输入饱和的终端滑模控制器实现高精度、高稳定度姿态控制，设计基于一致性理论和反馈协同控制器的分布式压电执行器实现高精度、快速振动抑制
2、本专利技术提供的一种超大尺度柔性航天器协同姿态控制与分布式振动抑制方法，其特征在于，包括步骤如下：
3、步骤一：基于哈密顿原理建立空间扰动下带有多个柔性结构的超大尺度航天器刚柔耦合动力学模型；
4、步骤二：采用奇异摄动方法分解所述耦合动力学模型，分别得到不同时间尺度上的慢变姿态子系统与快变振动子系统，用于后续的主动控制器设计；
5、步骤三：慢变姿态子系统中，采用具有自适应切换和输入饱和的终端滑模控制器，对超大尺度柔性航天器进行姿态控制；
6、步骤四：快变振动子系统中，基于领导者-跟随者一致性理论，设计基于分布式压电执行器的振动抑制方法，各执行器之间采用无向拓扑通信结构，结合用于结构振动抑制的负反馈协同控制器，快速实现超大尺度柔性结构的高精度振动抑制。
7、进一步的，所述步骤一包括：
8、基于哈密顿原理得到超大尺度柔性航天器刚柔耦合动力学模型：
9、；
10、；
11、；
12、式中：，，分别为航天器的总动能、应变能和外力功；为变分算子，t1和t2分别为起始和终止时间；上角标t表示矩阵的转置；
13、j表示航天器的转动惯量矩阵；表示航天器的模态向量；表示航天器的模态阻尼比；表示航天器的模态频率矩阵；表示施加于航天器的姿态控制力矩；表示由太阳辐射力矩和重力梯度力矩构成的空间扰动；表示模态输入力；表示柔性结构编号；
14、为航天器刚体与柔性结构之间的耦合系数矩阵：
15、；
16、式中：为第k个柔性结构连接点p到质心o的矢量；表示柔性结构第j个节点到第k个p的矢量；为第j个节点的质量；为第k个柔性结构的正交形函数；
17、表示航天器在本体坐标系的三轴角速度，且
18、；
19、表示轨道坐标系到本体坐标系的转换矩阵：
20、；
21、定义航天器的三轴姿态角，由表示：
22、，；
23、得到超大尺度柔性航天器刚柔耦合动力学模型的最终表达式：
24、，
25、；
26、式中：为姿态角的一阶导数；为姿态角的二阶导数；为合外力矩。
27、进一步的，所述步骤二具体为：
28、s21，定义包含姿态角和振动模态的广义坐标为：
29、；
30、将所述刚柔耦合动力学模型改写为：
31、；
32、；
33、式中：，，分别为正定质量、阻尼和刚度矩阵；，，分别表示对应于矩阵，，的模块矩阵；表示由滚转角、俯仰角和偏航角组成的姿态矩阵；表示广义坐标中的前四阶振动模态组成的向量；
34、将带有正定质量、阻尼、刚度矩阵模块的公式写为状态空间方程的形式：
35、；
36、；
37、定义，基于奇异摄动理论，引入如下变量：
38、，；
39、式中：表示对求最小特征值，表示所求得的最小特征值，，其中；振动模态通过变量表示为：
40、；
41、式中：表示奇异摄动系数；
42、s22将所述状态空间方程分解为两个时间尺度下的模型：
43、；
44、s23对于慢变姿态子系统，设置得到步骤s22中方程的退化形式，引入下角标slow表示慢变姿态子系统中的三轴姿态、控制力矩物理量；三轴姿态表示为：
45、；
46、；
47、s24根据奇异摄动理论，将快速子系统的时间尺度拉伸至，其中，表示时间，，引入fast表示快变振动子系统中的变量、控制力矩，得到快变振动子系统的形式为：
48、；
49、式中：表示变量的一阶导数；表示对求关于的一阶导数；表示求关于的二阶导数。
50、进一步的，所述步骤三具体为：
51、s31设定滑模面的形式为：
52、；
53、式中：和表示需要设计的正定对角矩阵；为姿态角在慢变子系统中的表达；表示分段函数，如下所示：
54、；
55、式中：表示矩阵的行编号；，，分别表示矩阵，和的具体元素；表示滑模面的边界层厚度；和表示终端滑模参数；两个控制参数、以及滑模面具体元素分别表示为：
56、，，
57、；
58、式中：和分别表示矩阵和的具体元素；，，表示相应维度的单位矩阵；
59、将代入滑模面，求得滑模面的一阶导数：
60、；
61、设计自适应切换的固定时间趋近律，将所述滑模面写成以下形式：
62、；
63、式中：和表示需要设计的对角矩阵；和表示幂指数；将sig函数以及自适应律表示为：
64、，；
65、，；
66、式中：、表示需要设计的正增益；为矩阵的具体元素；为的最大值， sat表示饱和函数：
67、；
68、考虑输入饱和的姿态控制律设计为：
69、。
70、进一步的，所述步骤四具体为：
71、s41，将快变振动子系统的动力学方程及其所需的控制输入表示为：
72、；
73、式中：，
74、；
75、第一柔性结构的本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种超大尺度柔性航天器协同姿态控制与分布式振动抑制方法，其特征在于，包括步骤如下：
2.根据权利要求1所述的一种超大尺度柔性航天器协同姿态控制与分布式振动抑制方法，其特征在于，所述步骤一包括：
3.根据权利要求1所述的一种超大尺度柔性航天器协同姿态控制与分布式振动抑制方法，其特征在于，所述步骤二具体为：
4.根据权利要求3所述的一种超大尺度柔性航天器协同姿态控制与分布式振动抑制方法，其特征在于，所述步骤三具体为：
5.根据权利要求3所述的一种超大尺度柔性航天器协同姿态控制与分布式振动抑制方法，其特征在于，所述步骤四具体为：
【技术特征摘要】
1.一种超大尺度柔性航天器协同姿态控制与分布式振动抑制方法，其特征在于，包括步骤如下：
2.根据权利要求1所述的一种超大尺度柔性航天器协同姿态控制与分布式振动抑制方法，其特征在于，所述步骤一包括：
3.根据权利要求1所述的一种超大尺度柔性航天器协同姿态控制与分布式振...
【专利技术属性】
技术研发人员：王北超，李爽，邓兴婷，张子扬，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：
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