一种基于全驱系统方法的航天器姿态跟踪滑模控制方法

本发明属于航天器控制，涉及航天器姿态跟踪控制系统，具体涉及一种基于全驱系统方法的航天器姿态跟踪滑模控制方法。

背景技术：

1、航天器姿态跟踪控制是航天器导航和自主控制的重要组成部分，在地球观测卫星、深空探测、航天器交会对接、航天器编队飞行以及其他众多领域中得到了广泛应用。航天器姿态跟踪控制的目标是通过设计一种控制律，能够实时驱动航天器的姿态和角速度，跟踪随时间变化的目标状态轨迹，从而使航天器能够准确指向目标，并且稳定保持姿态。这是一个非线性的动态问题，特点在于内部参数的不确定性以及外部干扰的存在。

2、航天任务日益复杂，对航天器姿态跟踪控制系统在收敛速度、控制精度和抗扰能力方面提出了更高的要求。现有的控制方法依赖于状态空间方法，其控制器的设计比较复杂。高阶全驱系统是控制系统模型的一种描述形式，一旦建立了全驱系统模型，就可以方便地设计控制律来消除非线性项，并实现系统的闭环控制。现有的基于全驱系统方法的航天器姿态跟踪控制很少考虑执行器饱和的影响，且一般收敛时间较长。因此，继续研究基于全驱系统方法的航天器姿态跟踪控制是有必要的。

技术实现思路

1、针对现有技术的不足，本发明提出了一种基于全驱系统方法的航天器姿态跟踪滑模控制方法，首先建立航天器的二阶全驱系统模型，考虑执行器饱和与外部扰动的影响，引入抗饱和辅助系统和基于固定时间多变量超螺旋系统的干扰观测器，并构造了相应的滑模控制器，实现了航天器对目标姿态的稳定跟踪。

2、一种基于全驱系统方法的航天器姿态跟踪滑模控制方法，具体步骤如下：

3、步骤1、建立航天器姿态跟踪二阶全驱系统模型

4、考虑一类刚体航天器，定义描述其姿态运动的单位四元数为，其中是四元数的标量部分，是四元数的矢量部分，且。航天器当前相对惯性空间以角速度旋转，设期望坐标系相对惯性空间以角速度旋转，旋转四元数为，定义由期望坐标系到当前航天器坐标系的旋转四元数为误差四元数，角速度误差为，则四元数描述的航天器姿态跟踪系统运动学模型为：

5、

6、其中，、分别表示、的一次导数。

7、航天器姿态跟踪系统动力学模型为：

8、

9、其中，为误差四元数的矢量部分，为航天器转动惯量，表示的逆矩阵，u为系统控制输入，为系统受到的外部扰动，、分别表示、的一次导数，表示反对称矩阵，，是从目标体坐标系到本体坐标系的旋转矩阵：

10、

11、根据全驱系统方法，考虑执行器饱和的影响，得到如下航天器姿态跟踪二阶全驱系统模型：

12、

13、

14、其中，表示系统饱和控制输入与当前系统控制输入的差值，表示执行器饱和函数，是执行器最大输出，是执行器最小输出。

15、为二阶全驱系统的已知非线性项，其中：

16、、

17、，

18、、

19、、

20、、

21、、

22、。

23、，

24、、

25、、

26、。

27、为系统的未知扰动，为输入矩阵。表示的二次导数；表示的一次导数。

28、步骤2、抗饱和系统设计

29、考虑航天器的执行器饱和问题，设计如下抗饱和辅助系统：

30、

31、其中，c1和c2是对角线元素均为正值的常数对角矩阵。和为补偿系统的状态变量，、分别为、的一次导数；根据补偿的状态变量，定义新的跟踪误差e1、e2，将系统模型修改为：

32、

33、其中，、分别为e1、e2的一次导数，、分别为、的二次导数。是3维单位矩阵。

34、步骤3、基于固定时间多变量超螺旋系统的干扰观测器设计

35、考虑外部扰动的影响，设计如下基于固定时间多变量超螺旋系统的干扰观测器：

36、

37、其中，，是的估计值，，，，p为常数且，是干扰观测器系统状态即总扰动的估计值，是总扰动的导数的上界。、分别为、的一次导数。

38、步骤4、基于全驱系统方法的滑模控制器设计

39、设计如下滑模面：

40、

41、其中，a0、a1为参数化设计方法的参数。基于该滑模面得到如下滑模控制器：

42、

43、其中，表示的逆矩阵，，。为正实数，、均为正奇数，且，是各元素为正实数的列向量，在满足系统稳定性的条件下，设计参数β、k、g、η、c1、c2的值，得到滑模控制器。

44、本发明具有以下有益效果：

45、针对具有执行器饱和以及外部扰动的航天器姿态跟踪控制系统，基于全驱系统方法，建立了二阶全驱系统模型，设计了抗饱和辅助系统，避免了执行器饱和，设计了干扰观测器和基于全驱系统方法的滑模控制器，使系统在受到外部干扰的影响下，能稳定跟踪目标姿态。在给定参考信号的情况下，降低了控制器设计的复杂度，减小了干扰对系统的影响。

技术特征：

1.一种基于全驱系统方法的航天器姿态跟踪滑模控制方法，其特征在于：

2.如权利要求1所述一种基于全驱系统方法的航天器姿态跟踪滑模控制方法，其特征在于：定义四元数描述的航天器姿态跟踪系统运动学模型为：

3.如权利要求2所述一种基于全驱系统方法的航天器姿态跟踪滑模控制方法，其特征在于：二阶全驱系统的已知非线性项

4.如权利要求1所述一种基于全驱系统方法的航天器姿态跟踪滑模控制方法，其特征在于：使用滑膜控制器作为控制器u中的信号v，设计滑模面；基于该滑模面得到如下滑模控制器：

5.如权利要求3所述一种基于全驱系统方法的航天器姿态跟踪滑模控制方法，其特征在于：当时，系统收敛时间变短，控制输入幅值上界变大，时，系统收敛时间变长，控制输入幅值上界变小。

技术总结本发明公开了一种基于全驱系统方法的航天器姿态跟踪滑模控制方法，属于航天器控制技术领域。该方法基于全驱系统方法，针对具有外部扰动以及执行器饱和的航天器姿态跟踪系统，建立了系统的二阶全驱系统模型。并设计了抗饱和辅助系统，以减小执行器饱和的影响。同时还设计了基于固定时间多变量超螺旋系统的干扰观测器，用于估计外部扰动。基于全驱系统方法，通过状态反馈控制器获得一个线性定常的闭环系统，设计了基于全驱系统方法的滑模控制器，使系统在受到外部干扰的影响下，能稳定跟踪目标姿态，实现了对航天器姿态跟踪系统的有效控制。技术研发人员：王茜,贺丰喜,陈云,高旭东受保护的技术使用者：杭州电子科技大学技术研发日：技术公布日：2025/1/6