[發明專利]基于變慣量流速調節控制器的航天器姿態控制方法及其執行機構

有效

• 申請號: 201310265389.8
• 申請日: 2013-06-28
• 公開（公告）號: CN103345254A
• 公開（公告）日: 2013-10-09
• 發明（設計）人: 關宏;徐世杰
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08
• 代理公司: 北京永創新實專利事務所 11121
• 代理人: 趙文穎

1.一種基于變慣量流速調節控制器的航天器姿態控制執行機構，包括主環充液環形管、主環壓力泵、貯油箱、閥門、主環出液連管、主環回液連管、變環充液環形管、變環壓力泵、變環出液連管、變環回液連管和控制機構；

貯油箱外接主環出液連管、變環出液連管、主環回液連管和變環回液連管的一端；主環出液連管的另一端連接主環壓力泵，變環出液連管的另一端連接變環壓力泵；主環充液環形管一端連接主環壓力泵，另一端連接主環回液連管；變環充液環形管一端連接變環壓力泵，另一端連接變環回液連管；貯油箱頂部設有閥門，閥門通過管路連接到航天器的液體燃料貯箱；主環充液環形管、主環壓力泵、貯油箱、閥門、主環出液連管、主環回液連管構成一個流動回路；變環充液環形管、變環壓力泵、貯油箱、閥門、變環出液連管、變環回液連管構成另一個流動回路；控制機構用于控制主環壓力泵和變環壓力泵。

2.根據權利要求1所述的一種基于變慣量流速調節控制器的航天器姿態控制執行機構，三個執行機構，分別安裝在航天器相互垂直的三個軸上，即X軸、Y軸和Z軸。

3.一種基于變慣量流速調節控制器的航天器姿態控制方法，具體步驟如下：

步驟1、通過航天器的姿態敏感器，得到航天器姿態參數，根據當前姿態與期望姿態的差值，通過李亞普諾夫方法，得到航天器所需的三軸控制力矩矢量T_C＝[T_C1T_C2T_C3]^T，其中，T_Ci表示第i個軸的控制力矩，i=1，2，3，分別對應航天器的X軸，Y軸和Z軸；

步驟2、將三個執行機構安裝在航天器相互垂直的三個軸上時，航天器與執行機構對航天器質心的總動量矩H為：

H＝Iω+H_v

其中：I表示航天器的總轉動慣量，ω表示航天器的角速度；

執行機構對航天器質心的動量矩Hv=Hv1Hv2Hv3=Ivv1β1+pv1Ivv1βpv1Ivv2β2+pv2Ivv2βpv2Ivv3β3+pv3Ivv3βpv3;]]>

H_vi表示第i個執行機構對航天器質心的動量矩；

I_vvi表示第i個執行機構中主環充液環形管或者變環充液環形管的轉動慣量，其中，i=1，2，3，分別對應航天器的X軸，Y軸和Z軸安裝的執行機構；

p_vi表示第i個執行機構中變環充液環形管的控制系數，取值為0或者1，其中，i=1，2，3，分別對應航天器的X軸，Y軸和Z軸安裝的執行機構；

三個主環充液環形管中液體燃料流動角速度為β＝[β₁?β₂?β₃]^T，β_i表示第i個主環充液環形管中液體燃料流速，其中，i=1，2，3，分別對應航天器的X軸，Y軸和Z軸安裝的執行機構；

三個變環充液環形管中液體燃料流動角速度為β_pv＝[β_pv1?β_pv2?β_pv3]^T，β_pvi表示第i個變環充液環形管中液體燃料流動角速度，其中，i=1，2，3，分別對應航天器的X軸，Y軸和Z軸安裝的執行機構；

步驟1中得到了航天器所需的三軸控制力矩矢量T_C＝[T_C1T_C2T_C3]^T，依據動量矩定理可知表示執行機構的動量矩變化率，將執行機構的動量矩變化率投影到航天器的X軸、Y軸、Z軸上，得到H.v=H.v1H.v2H.v3T,]]>表示動量矩變化率在第i軸上的投影，其中，i=1，2，3，分別對應航天器的X軸，Y軸和Z軸；

步驟3、根據執行機構對航天器質心的動量矩Hv=Ivv1β1+pv1Ivv1βpv1Ivv2β2+pv2Ivv2βpv2Ivv3β3+pv3Ivv3βpv3,]]>那么執行機構的動量矩H_v的變化率H.v=H.v1H.v2H.v3T]]>應表示為：

H.v1H.v2H.v3T=Ivv1β.1+pv1Ivv1β.pv1Ivv2β.2+pv2Ivv2β.pv2Ivv3β.3+pv3Ivv3β.pv3]]>

通過上述關系，得到航天器姿態調整要求的控制力矩T_C將分別由三個方向安裝的執行機構提供，每個方向上的執行機構都有主環充液環形管和變環充液環形管協同工作，在工作過程中，是否需要使用變環充液環形管輔助主環充液環形管工作，通過變環充液環形管的控制系數確定，當p_vi取值為0，變環充液環形管不工作，當p_vi取值為1，變環充液環形管協助主環充液環形管產生要求的執行機構動量矩變化值，主環充液環形管與變環充液環形管的力矩分配則根據如下的加權操縱方法決定：

令：

C=diag{I_vv1?I_vv2?I_vv3?p_v1I_vv1?p_v2I_vv2?p_v3I_vv3}，

θ＝[β₁?β₂?β₃?β_pv1?β_pv2?β_pv3]^T，

將執行機構需提供控制力矩表示為根據加權廣義逆定理得到的加權最小范數解式中P_v=diag(P_v1?P_v2?P_v3?P_pv1?P_pv2?P_pv3)，為加權矩陣，P_v1、P_v2、P_v3分別為的加權系數，取值為1，P_pv1、P_pv2、P_pv3分別為的加權系數；

利用的加權最小范數解分配主環充液環形管和變環充液環形管所承擔的力矩；在的加權最小范數解中，變環充液環形管的加權系數和控制系數，與主環充液環形管的液體燃料流速關系為：

Ppvi=0,pvi=0|βi|<βmaxPpvi=Pv0(1-|βpvi|/βmax),pvi=1|βi|≥βmax---(1)]]>

式中：i=1，2，3，分別對應航天器的X軸，Y軸和Z軸安裝的執行機構；

P_v0為正的標量參數，β_max為正的轉速門限值；當主環充液環形管內液體燃料的流動角速度|β_i|<β_max時，變環壓力泵不工作，其內的液體燃料不運動，只由主環充液環形管提供控制力矩；當|β_i|≥β_max時，變環壓力泵工作，變環充液環形管內液體燃料運動，從而承擔一部分力矩，實現變環充液環形管的控制；

步驟4、根據主環充液環形管內切向速度與流動角速度的關系，得到主環充液環形管中液體燃料流動角速度β_i與主環充液環形管中液體燃料流動時沿管切向的速度矢量τ_i的關系：β_i＝τ_i·R，R為主環充液環形管的半徑；再根據變環充液環形管內切向速度與流動角速度的關系，得到變環充液環形管中液體燃料流動角速度β_pvi與變環充液環形管中液體燃料流動時沿管切向的速度矢量τ_pvi的關系：β_pvi＝τ_pvi·R，R為變環充液環形管的半徑；

根據得到T_C與主環充液環形管中液體燃料流動時沿管切向的速度矢量τ_i的變化率以及變環液體燃料流動時沿管切向的速度矢量τ_pvi的變化率之間的關系由此可得主環速度矢量τ_i的變化率以及變環速度矢量τ_pvi的變化率

步驟5、執行機構中主環壓力泵、變環壓力泵的電流或者電壓控制器收到控制機構的信號，根據所需變化率的要求，控制主環壓力泵的輸出功率，對主環充液環形管內的液體燃料做功，使其流速τ_i改變；根據所需變化率的要求，控制變環壓力泵的輸出功率，對變環充液環形管內的液體燃料做功，使其流速τ_pvi改變；主環充液環形管、變環充液環形管內的液體燃料受到壓力泵的作用，運動速度改變，對航天器質心的角動量H_vi改變，則執行機構對航天器產生的控制力矩T_i改變，T_i表示第i個執行機構對航天器產生的實際控制力矩，i=1，2，3，分別對應航天器的X軸，Y軸和Z軸安裝的執行機構；

步驟6、根據動量守恒定理，航天器受到執行機構對航天器產生的控制力矩T=[T₁?T₂?T₃]^T的作用，姿態改變，其改變后的姿態通過敏感器測量與期望姿態進行比較，重新回到步驟1；

通過不斷地循環步驟1至6，并實時調整航天器所需要的姿態控制力矩，最終達到使航天器姿態與期望姿態重合的控制效果。