基于全驱系统理论的挠性航天器姿态控制方法

本发明属于航天器姿态控制领域，涉及一种航天器姿态控制方法，具体涉及一种基于全驱系统理论的挠性航天器姿态控制方法。

背景技术：

1、航天器姿态控制是太空探索和卫星通信等航天任务中至关重要的技术领域。航天器姿态控制旨在确保航天器在太空中或轨道上保持稳定的姿态和正确的朝向，以实现任务的顺利进行和预定目标的实现。

2、传统的航天器姿态控制方法通常采用推进剂喷射、反作用轮或陀螺仪等控制装置来调整航天器的姿态。虽然这些方法在某些情况下表现出色，但面对日益复杂和多样化的航天任务，传统方法也暴露出一些限制和挑战。另一方面，由于挠性航天器特殊的结构和非线性特性，可能导致传统控制方法失效、控制精度下降甚至产生不稳定运动。为了克服传统姿态控制方法的限制，许多研究人员致力于寻求创新的姿态控制解决方案。基于全驱系统方法的姿态控制技术因其在挠性航天器上的适用性和优势而备受关注。

3、基于全驱系统方法的姿态控制技术借助先进的传感器、执行器和控制算法，实现对挠性结构的精细化控制，使航天器能够在复杂的空间环境中保持稳定姿态，准确指向目标区域，从而确保任务顺利完成。

技术实现思路

1、为了克服传统方法的局限性，为航天任务的成功执行和科学研究的推进提供可靠的支持，本发明提供了一种全新的、基于全驱系统理论的挠性航天器姿态控制方法。该方法能够将挠性航天器系统与全驱系统框架相结合，从而实现了更高精度、更灵活和更适应多样任务需求的姿态控制，通过状态变换和设计挠性观测器，为航天器任务的成功执行提供了坚实的技术支持。

2、本发明的目的是通过以下技术方案实现的：

3、一种基于全驱系统理论的挠性航天器姿态控制方法，包括如下步骤：

4、步骤一：将挠性航天器的动力学模型进行建模，采用状态变换的方法，将挠性航天器系统转变成四阶全驱系统；

5、步骤二：构造挠性模态动力学方程；

6、步骤三：设计基于全驱系统方法的控制律和自适应律，实现姿态稳定控制。

7、相比于现有技术，本发明具有如下优点：

8、本发明针对挠性航天器姿态控制问题设计了一种基于全驱系统理论的姿态控制器，实现了更高精度的姿态控制，适用于需要极高定向性的航天任务，如通信卫星和地球观测。通过采用状态变换的方法将挠性航天器系统转化为全驱系统，简化了控制问题的复杂性，提高了控制系统的可实施性。同时，构建观测器和自适应律用于估计系统的挠性模态和外部干扰，使系统能够实时、准确地估计航天器的挠性模态和外部干扰的影响,为高效、精确的姿态控制提供了全面的解决方案。

技术特征：

1.一种基于全驱系统理论的挠性航天器姿态控制方法，其特征在于所述方法包括如下步骤：

技术总结本发明公开了一种基于全驱系统理论的挠性航天器姿态控制方法，所述方法利用挠性航天器的动力学模型，并考虑外部环境干扰，通过状态同胚变换将挠性航天器系统转化为全驱系统，以解决挠性航天器的姿态控制问题，采用观测器和自适应律来估计航天器的挠性模态和外部环境干扰，结合全驱系统方法的参数化设计，进一步设计得出控制律，实现挠性航天器的精确姿态控制。该方法能够将挠性航天器系统与全驱系统框架相结合，从而实现了更高精度、更灵活和更适应多样任务需求的姿态控制，通过状态变换和设计挠性观测器，为航天器任务的成功执行提供了坚实的技术支持。技术研发人员：李志,张颖,吴爱国受保护的技术使用者：哈尔滨工业大学（深圳）（哈尔滨工业大学深圳科技创新研究院）技术研发日：技术公布日：2024/5/8