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申请/专利权人：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)

摘要：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。

主权项：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：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，具体步骤如下：步骤一一：考虑存在外部环境干扰的挠性航天器姿态控制问题，采用状态变换的方法，将原挠性航天器系统模型转换成全驱系统，同时挠性模态作为全驱系统的状态一部分，其状态转换关系为： 其中，ω为航天器的角速度；δ为航天器中心刚体与挠性附件的耦合矩阵；η为挠性航天器的挠性模态；K和C分别为阻尼矩阵和刚度矩阵；I3为3×3的单位矩阵；变量z和姿态σ的表达式为： 其中，σ为基于修正罗德里格斯参数表示的航天器姿态；步骤一二：基于步骤一一的变换，得到一个四阶全驱系统： 其中，J为航天器的转动惯量矩阵；u为系统的控制力矩；d为航天器系统的外部干扰；步骤二：构造挠性模态动力学方程，具体步骤如下：步骤二一：针对航天器未知的挠性模态和外部干扰，构造挠性模态动力学方程，将挠性模态动力学方程和外部干扰模型整合为一个新的状态方程，其结构为： Σ＝[KCI303×3]y其中，和y4＝d，fω,y3＝δJ-1ω×δT-Cy3，Jη＝I3-δJ-1δT，为外部干扰的导数，0m×n表示m×n的全零矩阵；步骤二二：简化挠性模态动力学系统结构，设计观测器估计挠性模态和干扰，具体步骤如下：步骤二二一：考虑到步骤二一中系统的输出Σ是多个状态的耦合，为了简化观测器结构，对该状态方程进行同胚变换ζ＝T-1y，其中： 得到关于状态ζ的系统方程： Σ＝Cζ其中，步骤二二二：根据步骤二二一得到的基于状态ζ的系统方程，设计观测器，其表达形式为： 其中，为状态ζ,y的估计值，l1,l2,l3,l4是待确定的观测增益常数，Jη＝I3-δJ-1δT；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，具体步骤如下：针对步骤一中全驱系统的状态包含未知的挠性模态，结合步骤二和步骤三中得到的观测器，设计基于全驱系统方法的控制律，具体形式如下： 其中，为挠性模态的估计值，为干扰的估计，为估计误差的上界，利用该自适应律可以提高系统的鲁棒性，a1,a2,a3,a4和b1,b2,b3,b4为可调参数；自适应律为： 其中，γ1,γ2为大于0的常数。

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