[发明专利]一种适用于轮控卫星姿态机动与跟踪控制的SDRE参数调节方法

说明书

技术领域

本发明涉及轮控卫星姿态机动与跟踪控制的调节方法。

背景技术

卫星的姿态跟踪控制通常分为快速机动阶段与稳定跟踪阶段，对于不同的阶段对控制系统的要求是不同的。在快速机动阶段，需要保证控制系统计算的最大力矩不超过卫星执行机构的最大力矩。在稳定跟踪阶段，需要保证控制系统的姿态精度。

对于传统的LQR方法，LQR优化指标加权矩阵的参数只能选取为常值，不能保证在卫星运行的不同阶段提供侧重控制的不同方面。

而SDRE方法也并没有将加权矩阵的参数选取为状态的函数，因此，虽然该方法能够很好的应用在一类特殊的非线性系统中，但不能保证在不同的控制阶段，侧重不同的方向。现在的SDRE方法更加侧重利用其求解非线性最优控制问题，并没有将加权矩阵的参数选取为状态的函数。

发明内容

本发明的目的是为了解决现有卫星的姿态跟踪控制在快速机动阶段，需要保证控制系统计算的最大力矩不超过卫星执行机构的最大力矩的问题；现有卫星的姿态跟踪控制在稳定跟踪阶段，需要保证控制系统的姿态精度问题；现有传统的LQR方法，不能保证在卫星运行的不同阶段提供侧重控制的不同方面的问题；现有SDRE方法不能保证在不同的控制阶段，侧重不同的方向的问题；以及现有SDRE方法没有将加权矩阵的参数选取为状态的函数的问题。而提出了一种适用于轮控卫星姿态机动与跟踪控制的SDRE参数调节方法。

上述的发明目的是通过以下技术方案实现的：

步骤一、将卫星姿态动力学方程与卫星姿态运动学方程改写成状态相关的形式；提取出需要的控制系统的状态变量x，简写卫星姿态动力学与卫星姿态运动学方程；

步骤二、按照二次型最优的形式写出控制系统的优化指标J的表达式；

步骤三、对优化指标J中涉及的输入加权矩阵R(x)与控制系统的状态变量x的加权矩阵Q(x)进行设计；

步骤四、利用SDRE算法求解出控制系统的控制信号u_c；

步骤五、根据控制信号u_c计算出指令力矩T_c，将T_c发送给执行机构，控制卫星的姿态。

发明效果

采用本发明的一种适用于轮控卫星姿态机动与跟踪控制的SDRE参数调节方法，本发明通过选取Q(x)的表达式在最初阶段σ_ei较大，Q(x)对角线元素很小，根据优化指标J的含义，此时对状态的加权值很小，因此，此阶段的优化指标保证了系统提供较小的力矩，通过对Q(x)中参数的合理选取可以保证卫星机动的最大力矩小于执行机构的最大力矩(如果初始阶段力矩较大，将ε_i调大即可)。在稳定跟踪阶段，σ_ei很小，此时的Q(x)对角线元素很大，因此，此阶段的优化指标保证了系统能够有较高的精度。稳定跟踪阶段控制系统的姿态精度相比现有技术增加了一个数量级；能够保证在卫星运行的不同阶段，侧重控制的不同方面；本发明的一种适用于轮控卫星姿态机动与跟踪控制的SDRE参数调节方法将加权矩阵的参数选取为状态的函数。

结合实施例一由仿真结果可以看出：Q(x)取为系统状态的函数时，系统在50s收敛，姿态角跟踪精度为4.5×10^-4°，系统所需最大力矩为10Nm；Q(x)＝100E_3×3的情况下系统在120s收敛，姿态角跟踪精度为0.02°，系统所需最大力矩为10Nm；Q(x)＝1000E_3×3的情况下系统在80s收敛，姿态角跟踪精度为4×10^-3°，系统所需最大力矩为22Nm；Q(x)取为系统状态的函数时卫星的收敛速度最快，控制精度最高，所需控制力矩最小。说明本发明的合理性。

附图说明

图1是本发明的流程图；

图2是Q取为状态变量时卫星的误差欧拉角变化曲线，deg为角度单位度；

图3是Q取为状态变量时卫星的卫星的输入力矩曲线，其中——表示x轴所需力矩，表示y轴所需力矩，表示z轴所需力矩，Nm为力矩单位牛米；

图4是Q对角线元素取为100时，卫星的误差欧拉角变化曲线；

图5是Q对角线元素取为100时，卫星的输入力矩曲线，其中——表示x轴所需力矩，表示y轴所需力矩，表示z轴所需力矩；

图6是Q对角线元素取为1000时，卫星的误差欧拉角变化曲线；

图7是Q对角线元素取为1000时，卫星的输入力矩曲线，其中——表示x轴所需力矩，表示y轴所需力矩，表示z轴所需力矩。

具体实施方式