一種基于有限時間摩擦估計的撓性航天器姿態(tài)控制方法
【專利摘要】本發(fā)明提供了一種基于有限時間摩擦估計的撓性航天器姿態(tài)控制方法，所述控制方法包括如下步驟：a、將航天器飛輪摩擦干擾引入到航天器動力學(xué)系統(tǒng)，建立帶有飛輪摩擦干擾的撓性航天器動力學(xué)系統(tǒng)Σ1；b、將所述帶有飛輪摩擦擾動的撓性航天器動力學(xué)系統(tǒng)Σ1轉(zhuǎn)變?yōu)闋顟B(tài)空間形式；c、構(gòu)造飛輪摩擦干擾估計器；d、構(gòu)造撓性附件振動干擾觀測器；e、將步驟c所述的飛輪摩擦干擾估計器、步驟d所述的撓性附件振動干擾觀測器與標稱控制器復(fù)合，得到復(fù)合控制器；所述復(fù)合控制器通過飛輪摩擦力矩的估計值對飛輪摩擦進行補償；所述復(fù)合控制器通過撓性附件振動干擾的估計值對撓性附件振動干擾進行補償。
【專利說明】
一種基于有限時間摩擦估計的撓性航天器姿態(tài)控制方法
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明涉及航天航天技術(shù)領(lǐng)域，特別涉及一種基于有限時間摩擦估計的撓性航天 器姿態(tài)控制方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)是航天器眾多系統(tǒng)中一個較為重要的組成部分，航天器姿態(tài) 控制精度、穩(wěn)定度及可靠性是航天器研制過程中的關(guān)鍵技術(shù)。近年來，航天器需要承擔(dān)的任 務(wù)愈發(fā)復(fù)雜，使得對于電力需求繼續(xù)增加，因此需要有更大面積的太陽能光板滿足任務(wù)所 需，此外隨著航天器任務(wù)作業(yè)的愈發(fā)遙遠，對通訊天線的要求也越來越高，需要盡可能設(shè)計 更大結(jié)構(gòu)的天線來完成數(shù)據(jù)交換與通訊。這些需求都使得航天器的附件越來越大，從發(fā)射 成本和技術(shù)實施難度來說，上述太陽能光板、通訊天線等附件通常采用密度小、剛度低的撓 性結(jié)構(gòu)設(shè)計從而保證能夠完成任務(wù)的同時不會給航天器系統(tǒng)增加過多重量，保證能夠順利 發(fā)射到預(yù)定軌道。但是大量采用撓性附件也會給航天器本體姿態(tài)控制帶來問題，在航天器 本體進行機動的過程中，撓性結(jié)構(gòu)會產(chǎn)生振動，從而影響到航天器姿態(tài)控制精度。
[0003] 此外飛輪因為具有輸出穩(wěn)定、壽命期長等優(yōu)點使得近幾年發(fā)射的長壽命、高精度、 多功能衛(wèi)星，幾乎毫不例外地利用飛輪作為主要執(zhí)行部件。但是飛輪具有非常鮮明的特點， 由于加工條件限制，在飛輪低速過零時，會產(chǎn)生摩擦力矩，從而會影響航天器姿態(tài)控制系 統(tǒng)，甚至在部分情況下，由于飛輪轉(zhuǎn)速反復(fù)過零，會使得飛輪自身產(chǎn)生震顫，繼而帶動帶撓 性附件的航天器本體發(fā)生震顫，繼而又使得撓性附件開始震顫，使得航天器系統(tǒng)更加難以 穩(wěn)定，難以實現(xiàn)高精度的姿態(tài)控制。因此，為了更精確的完成航天器姿態(tài)控制，在航天器設(shè) 計的過程中必須克服上述兩類主要干擾的影響。
[0004] 因此，需要一種能有效地估計和補償摩擦干擾的一種基于有限時間摩擦估計的撓 性航天器姿態(tài)控制方法

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 本發(fā)明的目的在于提供一種基于有限時間摩擦估計的撓性航天器姿態(tài)控制方法， 所述控制方法包括如下步驟：
[0006] a、將航天器飛輪摩擦干擾引入到撓性航天器動力學(xué)系統(tǒng)，建立帶有飛輪摩擦干擾 的撓性航天器動力學(xué)系統(tǒng)Σ i;
[0007] b、將所述帶有飛輪摩擦擾動的撓性航天器動力學(xué)系統(tǒng)變?yōu)闋顟B(tài)空間形式； [0008] c、構(gòu)造飛輪摩擦干擾估計器，；所述飛輪摩擦干擾估計器對飛輪摩擦力矩進行估 值；
[0009] d、構(gòu)造撓性附件振動干擾觀測器，所述撓性附件振動觀測器對撓性附件振動干擾 進行估值；
[0010] e、將步驟c所述的飛輪摩擦干擾估計器、步驟d所述的撓性附件振動干擾觀測器與 標稱控制器復(fù)合，得到復(fù)合控制器；
[0011] 所述復(fù)合控制器通過飛輪摩擦力矩的估計值對飛輪摩擦進行補償；
[0012] 所述復(fù)合控制器通過撓性附件振動干擾的估計值對撓性附件振動干擾進行補償。
[0013] 優(yōu)選地，所述帶有飛輪摩擦干擾的撓性航天器動力學(xué)系表述為：
[0014]
[0015]其中，J為航天器的轉(zhuǎn)動慣量，外)為航天器姿態(tài)角加速度，F(xiàn)為航天器姿態(tài)與撓性 結(jié)構(gòu)之間的耦合矩陣，n(t)為撓性附件振動模態(tài)，//(0為撓性附件振動模態(tài)的二階導(dǎo)數(shù)，ω 為撓性附件振動模態(tài)對應(yīng)的振動頻率，ξ為撓性附件模態(tài)的阻尼，TJt)為姿態(tài)控制器解算 的控制力矩，Mf(t)為飛輪摩擦力矩，Td(t)為航天器受到外太空環(huán)境干擾的有界干擾力矩。
[0016] 優(yōu)選地，飛輪施加在航天器本體上的控制力矩是所述控制器解算的控制力矩與飛 輪摩擦力矩的合力矩，所述飛輪對航天器本體的施加的控制力矩表述為：
[0017] Tr(t) = Tc(t)+Mf (t) 〇
[0018] 其中Tr(t)是飛輪實際施加在航天器本體上的控制力矩。
[0019] 優(yōu)選地，將所述帶有飛輪摩擦擾動的撓性航天器動力學(xué)系統(tǒng)Σ1通過數(shù)學(xué)變換轉(zhuǎn) 變?yōu)橄到y(tǒng)Σ2:
[0020] :t)表示撓性附件振動帶來的振動干 擾，其M ............
[0021] 優(yōu)選地，構(gòu)31
所述系統(tǒng)[2轉(zhuǎn)變?yōu)?助=制iHAWO+M/O+岣(0)+盡伙)， θ(υ為航天器姿態(tài)角，決0為航天器姿態(tài)角速度，貧0為x(t)的導(dǎo)I
%系統(tǒng)矩 陣，
&控制輸入矩陣。
[0022] 優(yōu)選地，所述步驟c中飛輪摩擦干擾估計器的構(gòu)造方法包括如下步驟：
[0023] 1)建立飛輪動力學(xué)模型，所述飛輪動力學(xué)模型表述為：
[0024]
[0025] 其中，Ω (t)為飛輪電機轉(zhuǎn)速，所述轉(zhuǎn)速為角速度，0(〇為飛輪中電機的角加速度， 為飛輪的摩擦力矩變化率，D為飛輪的阻尼系數(shù)，J w為飛輪的轉(zhuǎn)動慣量，β為軸承禁止 斜坡參數(shù)，MfQ為庫倫摩擦力矩；
[0026] 2)構(gòu)造飛輪摩擦干擾估計器，所述飛輪摩擦干擾估計器表述為：
[0027]
[0028]其中，?(?)為飛輪轉(zhuǎn)速Ω (t)的估計值，汾#)為飛輪摩擦力矩Mf (t)的估計值，Iu、 k2、adPla2為參數(shù)，(：'(/) =Ω⑴-0⑴ c
[0029] 優(yōu)選地，所述參數(shù)ki和k2通過極點配置的方法確定，ki的取值范圍為0~100，k2的 取值范圍為-80~0;所述參數(shù)αι和α 2為取值范圍在〇~1之間的正常數(shù)。
[0030] 優(yōu)選地，所述步驟d中撓性附件振動干擾觀測器的構(gòu)造方法包括如下步驟：
[0031 ]( - )建立撓性附件振動干擾模型，構(gòu)造撓性附件振動干擾的狀態(tài)變量w(t)、W和V， 所述撓性附件振動干擾的狀態(tài)變： 所述撓性附件振動干擾模型表述為：

[0034] (二)構(gòu)造撓性附件振動干擾觀測器，所述撓性附件振動干擾觀測器表述為：
[0032]
[0033] ；
[0035]
[0036] 其中，v(t)撓性振動附件干擾感測器的輔助狀態(tài)變量，Λ>,(Μ為撓性附件振動干擾 M1U)的估計值，L為撓性附件振動干擾觀測器的增益矩陣，所述撓性附件振動干擾觀測器 的增益矩陣滿足 L=[Lll Ll2;L21 L22;L31 L32;L41 L42]。
[0037] 優(yōu)選地，所述標稱控制器為具有通用性的反饋控制器，所述標稱控制器表述為:Uc (t)=Kx(t)，其中，K為標稱控制器增益矩陣，所述標稱控制器增益矩陣滿足K=[K11;K21];
[0038] 所述復(fù)合控制器表述為:噸) = ?,U)-成⑴，餌中，Uc(t)標稱控制器輸入， u(t)為施加于飛輪上的控制力矩。
[0039] 優(yōu)選地，所述撓性附件振動干擾觀測器的增益矩陣L通過LMI工具箱求解，所述稱 控制器增益矩陣K通過LMI工具求解。
[0040] 本發(fā)明提供的一種基于有限時間摩擦估計的撓性航天器姿態(tài)控制方法，能夠快速 跟蹤飛輪系統(tǒng)的摩擦力，對撓性航天器摩擦干擾和撓性附件振動干擾進行控制，實現(xiàn)撓性 航天器系統(tǒng)的高精度姿態(tài)控制。
[0041] 應(yīng)當(dāng)理解，前述大體的描述和后續(xù)詳盡的描述均為示例性說明和解釋，并不應(yīng)當(dāng) 用作對本發(fā)明所要求保護內(nèi)容的限制。
【附圖說明】
[0042] 參考隨附的附圖，本發(fā)明更多的目的、功能和優(yōu)點將通過本發(fā)明實施方式的如下 描述得以闡明，其中：
[0043] 圖1示意性示出本發(fā)明基于有限時間摩擦估計的撓性航天器姿態(tài)控制方法的設(shè)計 流程圖；
[0044] 圖2示出了本發(fā)明實施例撓性航天器姿態(tài)控制方法的模塊框圖。
【具體實施方式】
[0045] 通過參考示范性實施例，本發(fā)明的目的和功能以及用于實現(xiàn)這些目的和功能的方 法將得以闡明。然而，本發(fā)明并不受限于以下所公開的示范性實施例;可以通過不同形式來 對其加以實現(xiàn)。說明書的實質(zhì)僅僅是幫助相關(guān)領(lǐng)域技術(shù)人員綜合理解本發(fā)明的具體細節(jié)。
[0046] 在下文中，將參考附圖描述本發(fā)明的實施例。在附圖中，相同的附圖標記代表相同 或類似的部件，或者相同或類似的步驟。
[0047] 本發(fā)明提供了一種基于有限時間摩擦估計的撓性航天器姿態(tài)控制方法，如圖1所 示本發(fā)明基于有限時間摩擦估計的撓性航天器姿態(tài)控制方法的設(shè)計流程圖。本實施例中撓 性航天器姿態(tài)控制方法1〇〇,在撓性航天器動力學(xué)系統(tǒng)中引入飛輪摩擦干擾建立帶有飛輪 摩擦干擾的撓性航天器動力學(xué)系統(tǒng)。構(gòu)造飛輪摩擦干擾估計器對飛輪摩擦力矩進行估值； 構(gòu)造撓性附件振動干擾觀測器對撓性附件振動干擾進行估值。設(shè)計復(fù)合控制器通過飛輪摩 擦力矩的估計值和撓性振動干擾的估計值對飛輪摩擦干擾和撓性附件干擾進行補償。
[0048] 出于說明性的目的，本發(fā)明所提供的基于有限時間摩擦估計的撓性航天器姿態(tài)控 制方法通過不同模塊實現(xiàn)，如圖2所示本發(fā)明實施例撓性航天器姿態(tài)控制方法的模塊框圖 200，具體地，所述模塊包括但不限于:航天器動力學(xué)模塊201、飛輪摩擦干擾估計模塊202、 撓性附件振動干擾觀測模塊203和復(fù)合控制模塊204。
[0049]所述的航天器動力學(xué)模塊201中，在撓性航天器動力學(xué)系統(tǒng)中引入飛輪摩擦干擾。
[0050] 所述的飛輪摩擦干擾估計模塊202中，飛輪摩擦干擾估計器對飛輪摩擦力矩進行 估值。
[0051] 所述的撓性附件振動干擾觀測模塊203中，撓性附件振動干擾觀測器對撓性附件 振動干擾進行估值。
[0052]所述的復(fù)合控制模塊204中，復(fù)合控制器通過飛輪摩擦力矩的估計值對飛輪摩擦 干擾進行補償;通過撓性附件振動干擾的估計值對撓性附件振動干擾進行補償。
[0053]下面結(jié)合圖1具體描述本實施例中撓性航天器姿態(tài)控制的方法：
[0054] 步驟S101:建立帶有飛輪摩擦干擾的撓性航天器動力學(xué)系統(tǒng)
[0055] 航天器姿態(tài)控制的飛輪系統(tǒng)是一個相對獨立的機電執(zhí)行部件，飛輪系統(tǒng)除受到飛 輪電機的電磁驅(qū)動力矩以外，還會受到軸承摩擦力影響。飛輪施加在航天器本體上的控制 力矩是所述控制器解算的控制力矩與飛輪摩擦力矩的合力矩，具體通過T r(t) =KtHMf (t)進行表述，式中，Tr(t)為飛輪實際施加在航天器本體上的控制力矩，TJt)為姿態(tài)控制器 解算的控制力矩，Mf (t)為飛輪摩擦力矩。考慮到摩擦力對姿態(tài)控制的影響，建立帶有飛輪 摩擦干擾的撓性航天器動力學(xué)系統(tǒng)Σ i，具體表述為：
[0056]
[0057] 其中，J為航天器的轉(zhuǎn)動慣量，與r)為航天器姿態(tài)角加速度，F(xiàn)為航天器姿態(tài)與撓性 結(jié)構(gòu)之間的耦合矩陣，n(t)為撓性附件振動模態(tài)，;)⑴為撓性附件振動模態(tài)的二階導(dǎo)數(shù)，ω 為撓性附件振動模態(tài)對應(yīng)的振動頻率，ξ為撓性附件模態(tài)的阻尼，TJt)為姿態(tài)控制器解算 的控制力矩，Mf(t)為飛輪摩擦力矩，Td(t)為航天器受到外太空環(huán)境干擾的有界干擾力矩。
[0058] 步驟S102:將帶有飛輪摩擦干擾的撓性航天器動力學(xué)系統(tǒng)轉(zhuǎn)變?yōu)闋顟B(tài)空間形式
[0059] 將帶有飛輪摩擦擾動的撓性航天器動力學(xué)系統(tǒng)Σ i通過數(shù)學(xué)變換轉(zhuǎn)變?yōu)橄到y(tǒng)Σ 2: = + + ⑴+ /；,(/) ,M1U)表示撓性附件振動帶來的振動干擾，其中，
，在系統(tǒng)Σ2中引入了撓性附件振動對航天器的干擾。構(gòu)造 3狀態(tài)空間形式
，其 中，9(t)為航天器姿態(tài)角，4(0為航天器姿態(tài)角速度，.t(〇為x(t)的導(dǎo)數(shù)，
系統(tǒng) 矩陣
％控制輸入矩陣。
[0060] 步驟S103:構(gòu)造飛輪摩擦干擾估計器
[0061] 本實施例步驟101中，航天器動力學(xué)系統(tǒng)引入了飛輪摩擦干擾，為了精確對航天器 姿態(tài)控制，需要對飛輪摩擦干擾力矩進行估值。本發(fā)明借組飛輪摩擦干擾估計器對費輪摩 擦干擾力矩進行估值。
[0062]另外，在一些實施例中，飛輪系統(tǒng)的摩擦力矩Mf(t)為軸承的固體摩擦力矩;在一 些實施例中，飛輪系統(tǒng)的摩擦力矩Mf(t)為潤滑帶來的粘性摩擦力矩;在另一些實施例中， 飛輪系統(tǒng)的摩擦力矩Mf (t)包括但不限于軸承的固體摩擦力矩和潤滑帶來的粘性摩擦力 矩。一般地，軸承的固體摩擦力矩和潤滑帶來的粘性摩擦力矩均與飛輪的轉(zhuǎn)速相關(guān)。
[0063]飛輪系統(tǒng)具有低速摩擦的特性，考慮飛輪系統(tǒng)的低速摩擦特性構(gòu)造飛輪摩擦干擾 估計器，下面具體描述本實施例飛輪摩擦干擾估計器的構(gòu)造方法：
[0064] 1)建立飛輪動力學(xué)模型，所述飛輪動力學(xué)模型表述為：
[0065
[0066] 其中，Ω(〇為飛輪電機轉(zhuǎn)速，所述轉(zhuǎn)速為角速度，0(〇為飛輪中電機的角加速度， Λ_/,(0為飛輪的摩擦力矩變化率，D為飛輪的阻尼系數(shù)，Jw為飛輪的轉(zhuǎn)動慣量，β為軸承禁止 斜坡參數(shù)，MfQ為庫倫摩擦力矩；
[0067] 2)構(gòu)造飛輪摩擦干擾估計器，所述飛輪摩擦干擾估計器表述為：
[0068]
[0069] 其中，?:(/)為飛輪轉(zhuǎn)速Ω(〇的估計值，為飛輪摩擦力矩Mf(t)的估計值，ki、 1?、α#ΡΙα2為參數(shù)，c: (/) = Ω(〇…0(/)。通過合理選擇參數(shù)ki、k2、ai和ci2，使飛輪轉(zhuǎn)速的估計值 ?(/)和飛輪摩擦力矩的估計值汾/仍在有限時間內(nèi)收斂于Ω (t)和Mf (t)。參數(shù)k#Pk2通過極 點配置的方法確定，Iu的取值范圍為0~100，k2的取值范圍為-80~0;所述參數(shù)CtjPa 2為取 值范圍在〇~1之間的正常數(shù)。
[0070] 本發(fā)明實施例中構(gòu)造的飛輪摩擦干擾估計器，完成對飛輪摩擦力矩的估值。
[0071] 步驟S104:構(gòu)造撓性附件振動干擾觀測器
[0072] 對于撓性附件對航天器姿態(tài)的干擾，通過構(gòu)造撓性附件振動干擾觀測器對撓性附 件振動干擾進行估值，本實施例中撓性附件振動干擾觀測器的構(gòu)造方法包括如下步驟： [0073](一)建立撓性附件振動干擾模型，構(gòu)造撓性附件振動干擾的狀態(tài)變量w(t)、W和V，
所述撓性附件振動干擾的狀態(tài)變i 所述撓性附件振動干擾模型表述為：
[0076] (二)構(gòu)造撓性附件振動干擾觀測器，所述撓性附件振動干擾觀測器表述為：
[0074]
[0075]
[0077]
[0078] 其中，v(t)撓性振動附件干擾感測器的輔助狀態(tài)變量，/?,⑴為撓性附件振動干擾 M1U)的估計值，L為撓性附件振動干擾觀測器的增益矩陣，所述撓性附件振動干擾觀測器 的增益矩陣滿足L= [Ln L125L21 L225L31 L325L41 L42],所述撓性附件振動干擾觀測器的增 益矩陣L通過LMI工具箱求解。
[0079] 本實施例中，通過撓性附件振動干擾觀測器，完成對航天器撓性附件振動干擾的 估值。
[0080] 步驟S105:設(shè)計復(fù)合控制器對飛輪摩擦和撓性附件振動干擾進行補償
[0081] 選用具有通用性的反饋控制器作為標稱控制器，標稱控制器具體為:Uc；(t) =Kx (t)，其中，K為標稱控制器增益矩陣，所述標稱控制器增益矩陣滿足K=[Kn;K21]，所述稱控 制器增益矩陣K通過LMI工具求解。將標稱控制器與飛輪摩擦干擾估計器和撓性附件振動觀 測器進行復(fù)合，得到復(fù)合控制器，復(fù)合控制器具體為:H(i) = 的-栽-f 7
[0082] 其中，ujt)標稱控制器輸入，u(t)為施加于飛輪上的控制力矩，即為姿態(tài)控制器 的解算力矩，u( t)。
[0083] 復(fù)合控制器在標準控制器的基礎(chǔ)上通過飛輪摩擦力矩的估計值A(chǔ)<(〇對飛輪摩擦 干擾進行補償;復(fù)合控制器在標稱控制器的基礎(chǔ)上通過撓性附件振動干擾的估計值 對撓性附件振動干擾進行補償，通過合理選擇參數(shù)1^1、1?、€[1和€[2，飛輪摩擦力矩的估計值 泣yO)在有限時間內(nèi)收斂于M f (t)。通過求解增益矩陣L，確定撓性附件干擾感測器對撓性附 件振動干擾的估計值。.
[0084] 結(jié)合這里披露的本發(fā)明的說明和實踐，本發(fā)明的其他實施例對于本領(lǐng)域技術(shù)人員 都是易于想到和理解的。說明和實施例僅被認為是示例性的，本發(fā)明的真正范圍和主旨均 由權(quán)利要求所限定。
【主權(quán)項】
1. 一種基于有限時間摩擦估計的曉性航天器姿態(tài)控制方法，其特征在于，所述控制方 法包括如下步驟： a、 將航天器飛輪摩擦干擾引入到曉性航天器動力學(xué)系統(tǒng)，建立帶有飛輪摩擦干擾的曉 性航天器動力學(xué)系統(tǒng)； b、 將所述帶有飛輪摩擦擾動的曉性航天器動力學(xué)系統(tǒng)轉(zhuǎn)變?yōu)闋顟B(tài)空間形式； C、構(gòu)造飛輪摩擦干擾估計器，所述飛輪摩擦干擾估計器對飛輪摩擦力矩進行估值； d、 構(gòu)造曉性附件振動干擾觀測器，所述曉性附件振動觀測器對曉性附件振動干擾進行 估值； e、 將步驟C所述的飛輪摩擦干擾估計器、步驟d所述的曉性附件振動干擾觀測器與標稱 控制器復(fù)合，得到復(fù)合控制器； 所述復(fù)合控制器通過飛輪摩擦力矩的估計值對飛輪摩擦進行補償； 所述復(fù)合控制器通過曉性附件振動干擾的估計值對曉性附件振動干擾進行補償。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的控制方法，其特征在于，所述帶有飛輪摩擦干擾的曉性航天器 動力學(xué)系統(tǒng)Σι表述為：其中，J為航天器的轉(zhuǎn)動慣量，與?；)為航天器姿態(tài)角加速度，F(xiàn)為航天器姿態(tài)與曉性結(jié)構(gòu) 之間的禪合矩陣，n(t)為曉性附件振動模態(tài)，々'(〇為曉性附件振動模態(tài)的二階導(dǎo)數(shù)，ω為曉 性附件振動模態(tài)對應(yīng)的振動頻率，ξ為曉性附件模態(tài)的阻尼，Ts(t)為姿態(tài)控制器解算的控 制力矩，Mf(t)為飛輪摩擦力矩，Td(t)為航天器受到外太空環(huán)境干擾的有界干擾力矩。3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的控制方法，其特征在于，飛輪施加在航天器本體上的控制力矩 是所述控制器解算的控制力矩與飛輪摩擦力矩的合力矩，所述飛輪對航天器本體的施加的 控制力矩表述為： Tr(t) =Tc(t)+Mf(t) 〇 其中Tr(t)是飛輪實際施加在航天器本體上的控制力矩。 4 .根據(jù)權(quán)利要求1所述的控制方法，其特征在于，將所述帶有飛輪摩擦擾動的曉性航天 器動力學(xué)系統(tǒng)Σ 1通過數(shù)學(xué)變換轉(zhuǎn)變?yōu)橄到y(tǒng)Σ(t)表示曉性附件振動帶來的振動干擾，其中，的=巧2奔功(/') + 於))。5. 根據(jù)權(quán)利要求4所述的控制方法，其特征在于，構(gòu)造I所述系統(tǒng)Σ 2轉(zhuǎn)變?yōu)椋?A的=A的+巧扭的+M弁)+M,㈱+公成價，0(t)為航天器姿態(tài)角，卸0為航天器姿態(tài)角速 度，i(0為x( t)的導(dǎo)數(shù)，對控制輸入矩陣。6. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的控制方法，其特征在于，所述步驟C中飛輪摩擦干擾估計器的 構(gòu)造方法包括如下步驟： 1)建立飛輪動力學(xué)模型，所述飛輪動力學(xué)模型表述為：其中，Ω (t)為飛輪電機轉(zhuǎn)速，所述轉(zhuǎn)速為角速度，Ω(。為飛輪中電機的角加速度， 的為飛輪的摩擦力矩變化率，D為飛輪的阻尼系數(shù)，Jw為飛輪的轉(zhuǎn)動慣量，β為軸承禁止 斜坡參數(shù)，Mfo為庫倫摩擦力矩； 2)構(gòu)造飛輪摩擦干擾估計器，所述飛輪摩擦干擾估計器表述為：其中，Ω(?)為飛輪轉(zhuǎn)速Q(mào)(t)的估計值，Λ^,,(?)為飛輪摩擦力矩Mf(t)的估計值，ki、k2、ai 和口2為參數(shù)，('I (0 -二 Ω(〇 -' Ω(/)。7. 根據(jù)權(quán)利要求6所述的控制方法，其特征在于，所述參數(shù)ki和k2通過極點配置的方法 確定，ki的取值范圍為0~100，k2的取值范圍為-80~0;所述參數(shù)αι和02為取值范圍在0~1 之間的正常數(shù)。8. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的控制方法，其特征在于，所述步驟d中曉性附件振動干擾觀測 器的構(gòu)造方法包括如下步驟： (一) 建立曉性附件振動干擾模型，構(gòu)造曉性附件振動干擾的狀態(tài)變量w(t)、W和V，所述 曉性附件振動干擾的狀態(tài)變量A^=[Fw2 2巧ω]，所述 曉性附件振動干擾模型表述為：(二) 構(gòu)造曉性附件振動干擾觀測器，所述曉性附件振動干擾觀測器表述為：其中，v(t)曉性振動附件干擾感測器的輔助狀態(tài)變量，應(yīng)，貨為曉性附件振動干擾Mi(t) 的估計值，L為曉性附件振動干擾觀測器的增益矩陣，所述曉性附件振動干擾觀測器的增益 矩陣?馬足L= [1^1止 12 ;L2止22 ;L3止32 ;L4止42]。9. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的控制方法，其特征在于，所述標稱控制器為具有通用性的反饋 控制器，所述標稱控制器表述為:Uc(t)=Kx(t)，其中，K為標稱控制器增益矩陣，所述標稱 控制器增益矩陣滿足Κ=比11;拉1]; 所述復(fù)合控制器表述為:"的= ",W-命(0-Μ,(?)，其中，Uc(t)標稱控制器輸入，U(t) 為施加于飛輪上的控制力矩。10.根據(jù)權(quán)利要求8或9所述的控制方法，其特征在于，所述曉性附件振動干擾觀測器的 增益矩陣L通過LMI工具箱求解，所述稱控制器增益矩陣K通過LMI工具求解。
【文檔編號】G05D1/08GK105938368SQ201610357659
【公開日】2016年9月14日
【申請日】2016年5月26日
【發(fā)明人】郭雷, 張培喜, 喬建忠, 朱玉凱, 徐健偉
【申請人】北京航空航天大學(xué)