[發(fā)明專利]一種姿態(tài)控制與姿態(tài)測量分時復(fù)用的航天器姿態(tài)控制方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201810827097.1
• 申請日: 2018-07-25
• 公開（公告）號: CN108897336B
• 公開（公告）日: 2021-06-22
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 趙輝;劉曉坤;陳松林;姚郁
• 申請（專利權(quán)）人: 哈爾濱工業(yè)大學(xué)
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08
• 代理公司: 哈爾濱市松花江專利商標(biāo)事務(wù)所 23109
• 代理人: 楊立超

本發(fā)明提供一種姿態(tài)控制與姿態(tài)測量分時復(fù)用的航天器姿態(tài)控制方法，屬于航天器控制技術(shù)領(lǐng)域。本發(fā)明首先設(shè)定航天器姿態(tài)閉環(huán)控制采樣周期，并將單位航天器姿態(tài)閉環(huán)控制采樣周期劃分為姿態(tài)測量分時時間區(qū)間和姿態(tài)控制分時時間區(qū)間；然后在姿態(tài)控制分時時間區(qū)間內(nèi)進行執(zhí)行器力矩指令規(guī)劃；利用沖量等效原理確定力矩指令規(guī)劃后的力矩指令；最后設(shè)計姿態(tài)控制器實現(xiàn)分時后的航天器姿態(tài)閉環(huán)控制。本發(fā)明解決了現(xiàn)有執(zhí)行器與敏感器之間的耦合影響，導(dǎo)致航天器姿態(tài)控制精度降低的問題。本發(fā)明可用于航天器姿態(tài)控制。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種分時復(fù)用的航天器姿態(tài)控制方法，屬于航天器控制技術(shù)領(lǐng)域。

背景技術(shù)

航天器姿態(tài)控制與測量系統(tǒng)為航天器導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制領(lǐng)域不可或缺的組成部分。航天器的姿態(tài)控制主要由相應(yīng)的執(zhí)行器提供控制力矩實現(xiàn)，而航天器姿態(tài)測量則是通過相應(yīng)的敏感器實現(xiàn)的；目前，磁力矩器為航天器執(zhí)行器的一種典型代表之一，而磁強計則為航天器領(lǐng)域常用的姿態(tài)測量裝置；但是，在航天器的應(yīng)用中，若磁力矩器與磁強計分別作為執(zhí)行器與敏感器同時安裝于航天器，則會導(dǎo)致：二者同時開啟時，磁力矩器產(chǎn)生的磁場對磁強計地磁測量精度產(chǎn)生很大影響；此外，諸如陀螺飛輪、磁懸浮控制力矩陀螺等同時具有執(zhí)行器和敏感器功能的星載機械陀螺，當(dāng)它們實現(xiàn)執(zhí)行器功能時，根據(jù)陀螺進動原理，陀螺轉(zhuǎn)子需要提供傾側(cè)角速度，但是，很難設(shè)計相應(yīng)的傳感器對轉(zhuǎn)子的傾側(cè)角速度實現(xiàn)精確測量，這就導(dǎo)致了在工程上陀螺飛輪或磁懸浮控制力矩陀螺此類裝置難以實現(xiàn)航天器姿態(tài)角速度的測量功能。由上可知，航天器執(zhí)行器與敏感器之間存在耦合影響，會導(dǎo)致航天器姿態(tài)控制精度降低。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明為解決現(xiàn)有執(zhí)行器與敏感器之間的耦合影響，導(dǎo)致航天器姿態(tài)控制精度降低的問題，提供了一種姿態(tài)控制與姿態(tài)測量分時復(fù)用的航天器姿態(tài)控制方法。

本發(fā)明所述一種姿態(tài)控制與姿態(tài)測量分時復(fù)用的航天器姿態(tài)控制方法，通過以下技術(shù)方案實現(xiàn)：

步驟一、設(shè)定航天器姿態(tài)閉環(huán)控制采樣周期，并將單位航天器姿態(tài)閉環(huán)控制采樣周期劃分為姿態(tài)測量分時時間區(qū)間和姿態(tài)控制分時時間區(qū)間；

步驟二、在姿態(tài)控制分時時間區(qū)間內(nèi)進行執(zhí)行器力矩指令規(guī)劃；

步驟三、利用沖量等效原理確定力矩指令規(guī)劃后的力矩指令；

步驟四、設(shè)計姿態(tài)控制器實現(xiàn)分時后的航天器姿態(tài)閉環(huán)控制。

最為對上述技術(shù)方案的進一步闡述：

進一步的，步驟二中所述執(zhí)行器力矩指令規(guī)劃具體包括：

在姿態(tài)控制分時時間區(qū)間內(nèi)采用梯形指令規(guī)劃，將姿態(tài)控制分時時間區(qū)間(t_s,t_k]依次分為力矩上升段力矩平穩(wěn)段及力矩下降段力矩上升段、力矩平穩(wěn)段及力矩下降段的時長均為1/3姿態(tài)控制分時時間區(qū)間，規(guī)劃后的力矩指令如下式(1)所示：

其中，T(t)表示t時刻執(zhí)行器力矩指令；t_k-1和t_k分別為第k個航天器姿態(tài)閉環(huán)控制采樣周期(t_k-1,t_k]的開始時刻和結(jié)束時刻；(t_k-1,t_s]為姿態(tài)測量分時時間區(qū)間，t_s為姿態(tài)測量分時時間區(qū)間的結(jié)束時刻；為力矩上升段的結(jié)束時刻，為力矩平穩(wěn)段的結(jié)束時刻。

進一步的，步驟三中所述矩指令規(guī)劃后的力矩指令的確定具體包括：

在單位航天器姿態(tài)閉環(huán)控制采樣周期內(nèi)，利用沖量等效原理建立如下式(2)：

其中，T_b'為分時復(fù)用前單位采樣周期內(nèi)姿態(tài)控制器提供的控制力矩；

結(jié)合式(1)、式(2)，整理后得到：