[發(fā)明專利]一種航天器粗精分層快慢結(jié)合主被一體多級(jí)復(fù)合控制方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201810589560.3
• 申請(qǐng)日: 2018-06-08
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN109002047B
• 公開(kāi)（公告）日: 2021-07-13
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 湯亮;關(guān)新;王有懿;張科備;郝仁劍
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 北京控制工程研究所
• 主分類號(hào): G05D1/08
• 分類號(hào): G05D1/08
• 代理公司: 中國(guó)航天科技專利中心 11009
• 代理人: 張曉飛

1.一種航天器粗精分層快慢結(jié)合主被一體多級(jí)復(fù)合控制方法，航天器多級(jí)復(fù)合控制系統(tǒng)包括星體、載荷、敏感器、執(zhí)行機(jī)構(gòu)；所述的執(zhí)行機(jī)構(gòu)包括：控制力矩陀螺群、主動(dòng)指向超靜平臺(tái)作動(dòng)器、快反鏡；所述敏感器包括：安裝在星體的陀螺、安裝在載荷的星敏感器、安裝在載荷的測(cè)微敏感器、安裝在載荷的主動(dòng)指向超靜平臺(tái)作動(dòng)器；星體用于支撐主動(dòng)指向超靜平臺(tái)和載荷；主動(dòng)指向超靜平臺(tái)安裝于載荷和星體之間，由六個(gè)作動(dòng)器構(gòu)成；其特征在于包括如下步驟：

(1)建立航天器多級(jí)復(fù)合控制系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)模型；

(2)建立航天器多級(jí)復(fù)合控制系統(tǒng)的姿態(tài)控制器；

(3)進(jìn)行航天器多級(jí)復(fù)合控制系統(tǒng)載荷視線、載荷、星體姿態(tài)估計(jì)；

(4)進(jìn)行航天器多級(jí)復(fù)合控制系統(tǒng)載荷視線、載荷、星體姿態(tài)控制；

所述步驟(3)進(jìn)行航天器多級(jí)復(fù)合控制系統(tǒng)載荷視線、載荷、星體姿態(tài)估計(jì)的方法為：

(3.1)判斷導(dǎo)星敏感器有測(cè)量值，若無(wú)測(cè)量值，進(jìn)行步驟(3.2)；若有測(cè)量值，則進(jìn)行步驟(3.4)；

(3.2)建立載荷姿態(tài)估計(jì)誤差狀態(tài)方程，采用星敏感器的測(cè)量值、測(cè)微敏感器測(cè)量值估計(jì)載荷姿態(tài)；

(3.3)建立星體姿態(tài)估計(jì)誤差狀態(tài)方程，采用星敏感器的測(cè)量值、主動(dòng)指向超靜平臺(tái)渦流測(cè)量值、星體陀螺測(cè)量值估計(jì)星體姿態(tài)，進(jìn)入步驟(4)；

(3.4)采用導(dǎo)星敏感器的測(cè)量值估計(jì)載荷視線姿態(tài)；

(3.5)建立載荷姿態(tài)估計(jì)誤差狀態(tài)方程，采用導(dǎo)星敏感器的測(cè)量值、快反鏡渦流測(cè)量值、測(cè)微敏感器測(cè)量值估計(jì)載荷姿態(tài)；

(3.6)建立星體姿態(tài)估計(jì)誤差狀態(tài)方程，采用星敏感器的測(cè)量值、主動(dòng)指向超靜平臺(tái)渦流測(cè)量值、星體陀螺測(cè)量值估計(jì)星體姿態(tài)，進(jìn)入步驟(4)；

所述的航天器多級(jí)復(fù)合控制系統(tǒng)載荷視線、載荷、星體姿態(tài)估計(jì)方法具體如下：

(a)當(dāng)導(dǎo)星敏感器無(wú)測(cè)量值時(shí)，姿態(tài)估計(jì)方法如下：

定義建立載荷姿態(tài)確定的誤差模型如下，采用載荷星敏感器的測(cè)量值、測(cè)微敏感器測(cè)量值估計(jì)載荷 姿態(tài)；

式中，H_p1＝[I_3×3 0_3×3],u_p＝[η_ωp η_bp]，為載荷姿態(tài)估計(jì)誤差四元數(shù)，δq_pv為δq_p的矢量部分；q_p為載荷目標(biāo)姿態(tài)四元數(shù)，為載荷姿態(tài)四元數(shù)估計(jì)值；為載荷陀螺常漂估計(jì)誤差，b_p為載荷陀螺真值，載荷陀螺常漂估計(jì)值；η_ωp、η_bp分別為均值為0，方差為σ_ωp、σ_bp的高斯白噪聲；I_3×3為3×3的單位陣、0_3×3為3×3的零矩陣、載荷角速度估計(jì)值，ω_pm為載荷測(cè)微敏感器測(cè)量值；η_pp為載荷星敏感器測(cè)量噪聲，均值為0，方差為σ_pp的高斯白噪聲；載荷姿態(tài)誤差模型觀測(cè)量，q_pm為載荷星敏感器測(cè)量值；k為濾波時(shí)刻；

定義建立星體姿態(tài)確定的誤差模型，具體如下；采用載荷星敏感器的測(cè)量值、星體陀螺測(cè)量值和主動(dòng)指向超靜平臺(tái)渦流測(cè)量值估計(jì)星體 姿態(tài)；

式中，H_b1＝[I_3×3 0_3×3],u_b＝[η_ωb η_bb]，為星體姿態(tài)估計(jì)誤差四元數(shù)，δq_bv為δq_b的矢量部分；q_b為星體真實(shí)姿態(tài)四元數(shù)，為星體姿態(tài)四元數(shù)估計(jì)值；為星體陀螺常漂估計(jì)誤差，b_b為星體陀螺真值，星體陀螺常漂估計(jì)值；η_ωb、η_bb分別為均值為0，方差為σ_ωb、σ_bb的高斯白噪聲；I_3×3為3×3的單位陣、0_3×3為3×3的零矩陣、星體角速度估計(jì)值，ω_bm為星體陀螺測(cè)量值；η_bb為載荷星敏感器測(cè)量噪聲，均值為0，方差為σ_bb的高斯白噪聲；為星體姿態(tài)誤差模型觀測(cè)量；q_pLm為主動(dòng)指向超靜平臺(tái)渦流敏感器測(cè)量值；

(b)當(dāng)導(dǎo)星敏感器有測(cè)量值時(shí)，姿態(tài)估計(jì)方法如下：

定義建立載荷姿態(tài)確定的誤差模型如下，采用載荷星敏感器的測(cè)量值、測(cè)微敏感器測(cè)量值估計(jì)載荷姿態(tài)；

式中，H_p1＝[I_3×3 0_3×3],u_p＝[η_ωp η_bp]，為載荷姿態(tài)估計(jì)誤差四元數(shù)，δq_pv為δq_p的矢量部分；q_p為載荷目標(biāo)姿態(tài)四元數(shù)，為載荷姿態(tài)四元數(shù)估計(jì)值；為載荷陀螺常漂估計(jì)誤差，b_p為載荷陀螺真值，載荷陀螺常漂估計(jì)值；η_ωp、η_bp分別為均值為0，方差為σ_ωp、σ_bp的高斯白噪聲；I_3×3為3×3的單位陣、0_3×3為3×3的零矩陣、載荷角速度估計(jì)值，ω_pm為載荷測(cè)微敏感器測(cè)量值；η_pp為載荷星敏感器測(cè)量噪聲，均值為0，方差為σ_pp的高斯白噪聲；載荷姿態(tài)誤差模型觀測(cè)量，q_fm為導(dǎo)星敏感器測(cè)量值，q_fLm為快反鏡作動(dòng)器渦流測(cè)量值；k為濾波時(shí)刻；

定義建立星體姿態(tài)確定的誤差模型，具體如下；采用載荷星敏感器的測(cè)量值、星體陀螺測(cè)量值和主動(dòng)指向超靜平臺(tái)渦流測(cè)量值估計(jì)星體姿態(tài)；

式中，H_b1＝[I_3×3 0_3×3],u_b＝[η_ωb η_bb]，為星體姿態(tài)估計(jì)誤差四元數(shù)，δq_bv為δq_b的矢量部分；q_b為星體真實(shí)姿態(tài)四元數(shù)，為星體姿態(tài)四元數(shù)估計(jì)值；為星體陀螺常漂估計(jì)誤差，b_b為星體陀螺真值，星體陀螺常漂估計(jì)值；η_ωb、η_bb分別為均值為0，方差為σ_ωb、σ_bb的高斯白噪聲；I_3×3為3×3的單位陣、0_3×3為3×3的零矩陣、星體角速度估計(jì)值，ω_bm為星體陀螺測(cè)量值；η_bb為載荷星敏感器測(cè)量噪聲，均值為0，方差為σ_bb的高斯白噪聲；為星體姿態(tài)誤差模型觀測(cè)量；q_pLm為主動(dòng)指向超靜平臺(tái)渦流敏感器測(cè)量值。