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申请/专利权人：漳州航升卫星科技有限公司
摘要：本申请涉及一种全电卫星的开关式有限时间全局收敛姿态控制方法。所述方法包括：根据期望姿态四元数和期望角速度和当前时刻卫星的姿态四元数和角速度进行误差计算，得到姿态跟踪误差四元数和误差角速度；对姿态跟踪误差四元数和误差角速度进行计算，得到两者之间的运动学关系式；利用运动学关系式构建快速终端滑模面，根据快速终端滑模面设计连续控制力矩姿态控制器；将连续控制力矩姿态控制器作为PWPF脉冲调制器的输入，得到三个体轴方向开关信号；根据三个体轴方向开关信号确定推力器的开关状态。采用本方法能够实现指定姿态角指令机动时使姿态跟踪误差全局收敛。
主权项：1.一种全电卫星的开关式有限时间全局收敛姿态控制方法，其特征在于，所述方法包括：获取当前时刻卫星的姿态四元数和角速度；预先设置卫星的期望姿态四元数和期望角速度；根据所述期望姿态四元数、期望角速度、当前时刻卫星的姿态四元数和角速度进行误差计算，得到姿态跟踪误差四元数和误差角速度；对所述姿态跟踪误差四元数和误差角速度进行计算，得到两者之间的运动学关系式；利用所述运动学关系式构建快速终端滑模面，根据所述快速终端滑模面设计连续控制力矩姿态控制器；将所述连续控制力矩姿态控制器作为PWPF脉冲调制器的输入，得到三个体轴方向开关信号；根据所述三个体轴方向开关信号确定推力器的开关状态；利用所述运动学关系式构建快速终端滑模面，包括：利用所述运动学关系式构建快速终端滑模面为 其中，Δ＝diag[Δ1,Δ2,Δ3]，Δi＞1，Tf为时间参数，t表示控制时间；根据所述快速终端滑模面设计连续控制力矩姿态控制器，包括： Δ＝diag[Δ1,Δ2,Δ3],Δi＞1 其中，J为卫星的转动惯量；ω为卫星角速度；qe为姿态跟踪误差四元数矢部；qe0为姿态跟踪误差四元数标部；ωd为期望角速度；Tf为时间参数；I为单位阵；为qe的反对称阵；Ld为干扰力矩,Lc表示控制力矩,表示期望角速度的时间导数,sgn表示符号函数,φi表示控制参数，ωe表示误差角速度。
全文数据：
权利要求：
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