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申请/专利权人：北京航空航天大学

摘要：本发明涉及一种基于输入诱导观测器的卫星变质心自调节控制方法，属于航天器控制领域，针对质心与惯量变化下的卫星姿态控制系统，所述方法包括如下步骤：首先，基于变质心卫星姿态动力学模型设计输入诱导律，进而完成输入诱导律驱动下的输入诱导观测器的设计；其次，基于输入诱导观测器的估计值，提出卫星的不确定惯量矩阵的在线辨识方法，完成卫星变质心自调节控制律的设计。本发明具有自调节能力强、控制精度高等优点，可用于非合作目标抓取等典型场景中卫星的高精度姿态控制。

主权项：1.一种基于输入诱导观测器的卫星变质心自调节控制方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1、基于变质心卫星姿态动力学模型设计输入诱导律，进而完成输入诱导律驱动下的输入诱导观测器的设计；在输入诱导阶段，基于变质心卫星姿态动力学模型设计的输入诱导律为： ，其中，表示设计的输入诱导律，为正的常值增益，为正的时变增益，其表达式为，与为正的常数，符号表示求取变量的欧几里得范数；为卫星的标称惯量矩阵，表示卫星的绝对角速度，表示关于的叉乘矩阵；为设计的诱导角速度，表示的一阶时间导数；令卫星变质心自调节控制律与设计的输入诱导律相等，得到输入诱导律驱动下的输入诱导观测器为： ，其中，表示干扰，表示干扰的估计值；表示干扰的外部模型状态向量，表示的估计值，为辅助的状态变量，为的一阶时间导数，为输入诱导观测器的增益矩阵，代表卫星变质心自调节控制律，满足；与为系数矩阵，通过极点配置，选取使得矩阵的所有极点均具有负实部，从而完成输入诱导观测器的增益矩阵的求解；步骤2、基于输入诱导观测器的估计值，提出卫星的不确定惯量矩阵的在线辨识方法，完成卫星变质心自调节控制律的设计；所述基于输入诱导观测器的估计值，提出卫星的不确定惯量矩阵的在线辨识方法为： ，其中，、与分别表示卫星滚动轴、俯仰轴与偏航轴的不确定转动惯量的辨识值；、和分别为干扰的估计值的三个元素，表示从第秒到第秒的积分值；表示从第秒到第秒的积分值；表示从第秒到第秒的积分值；为诱导频率，表示圆周率；此时，得到卫星的不确定惯量矩阵的辨识值，表达式为，符号表示对角矩阵；在姿态控制阶段，利用卫星的不确定惯量矩阵的辨识值校正变质心卫星姿态动力学模型，设计卫星变质心自调节控制律为： ，其中，为卫星变质心自调节控制律增益，表示给定的期望角速度，矩阵表示的逆矩阵。

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