[發明專利]一種異面軌道衛星的高精度指向跟蹤控制方法

有效

• 申請號: 202010738002.6
• 申請日: 2020-07-28
• 公開（公告）號: CN112115574B
• 公開（公告）日: 2022-08-02
• 發明（設計）人: 吳晗;金磊
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學
• 主分類號: G06F30/20
• 分類號: G06F30/20;G06F30/15;B64G1/24;G06F119/14
• 代理公司: 北京慧泉知識產權代理有限公司 11232
• 代理人: 李娜;王順榮

本發明涉及一種異面軌道衛星的高精度指向跟蹤控制方法，包括如下步驟：1、建立剛體衛星的姿態動力學與運動學方程，并給出傳遞函數表達式；2、根據軌道信息建立合作目標的姿態及其運動規律，分析頻譜特性；3、根據頻域控制理論設計控制器，分析控制精度并給出參數設計規律。本發明針對異面軌道的指向跟蹤任務，建立具有通用性的期望姿態及運動規律，能夠避免運算的奇異；考慮慣量誤差、執行機構輸出誤差及振動特性，設計的控制器能夠滿足頻域指標和時域精度指標，可廣泛應用于實際工程中。

技術領域

本發明涉及一種異面軌道衛星的高精度指向跟蹤控制方法，針對異面軌道衛星的軌道交匯瞬間目標姿態和目標角速度幅值大、變化快的問題，考慮慣量誤差、執行機構高頻振動和輸出誤差，實現高精度指向跟蹤控制，保證系統的穩定裕度。本發明屬于航天器姿態控制領域。

背景技術

隨航天技術的不斷發展，航天器在軍事和民用領域的應用越來越廣泛，對航天器指向控制精度的要求越來越高。在某些空間任務如監視、抓捕和衛星編隊等，需要航天器對異面軌道的目標進行指向跟蹤，由于軌道交匯瞬間期望姿態與角速度幅值大、變化快，對目標星的指向跟蹤難度也最大。因此，研究異面軌道衛星交匯瞬間的高精度指向控制方法，對于衛星執行在軌跟蹤任務顯得尤為重要。

針對衛星的高精度指向跟蹤控制，考慮星體的慣量不確定性和執行機構的擾動特性，目前已有控制方法有最優控制、H_∞控制、滑模控制及智能控制方法等，以上方法幾乎都在衛星指向控制中做過嘗試，然而卻難以在工程中得到應用。基于頻域的控制器設計仍是解決衛星姿態控制問題的主要方法，指向控制精度、系統的魯棒性與控制系統的帶寬及穩定裕度直接相關，為避免傳統PD控制器精度低、積分環節與系統穩定裕度矛盾的問題，本發明提出一種異面軌道衛星的高精度指向控制方法。

發明內容

本發明要解決的技術問題是：針對異面軌道衛星指向控制過程中，合作目標的姿態運動規律的確定、傳統頻域控制器設計中PD控制精度差、積分與系統穩定裕度矛盾的問題，考慮控制器輸出的周期性、慣量的不確定性及執行機構擾動特性，提供一種非奇異目標姿態確定方法和指向跟蹤控制器設計分析思路，能夠保證頻域穩定裕度，可用于異面軌道衛星的高精度指向跟蹤控制。

本發明解決上述技術問題采用的技術方案為：針對異面軌道的指向跟蹤控制系統，首先，建立剛體航天器的姿態動力學模型，并用四元數描述其運動學，通過簡化給出動力學傳遞函數；然后根據指向任務確定期望姿態及運動規律，保證跟蹤星的視線軸始終指向目標星，并根據輸入信號特性確定控制系統帶寬；最后根據系統性能指標，設計一種PD+前饋+滯后校正+零階保持器的指向跟蹤控制器設計方法，保證系統的穩定裕度和指向精度，實現異面軌道衛星的高精度指向控制。具體實施步驟如下：

步驟1：建立剛體衛星的姿態動力學和運動學方程，并簡化得到動力學系統的傳遞函數。

若坐標系OX_bY_bZ_b相對參考坐標系OX_aY_aZ_a的角速度在OX_bY_bZ_b中的分量列陣寫為ω＝[ω_x ω_y ω_z]^T，四元數Q＝[q₀ q₁ q₂ q₃]^T，右上標“T”表示矩陣的轉置，q₀稱為四元數的標部，q＝[q₁ q₂ q₃]^T稱為四元數的矢部，則以四元數描述的姿態運動學方程可以寫為