[发明专利]一种航天器速率阻尼控制方法

权利要求书

1.一种航天器速率阻尼控制方法，其特征在于，包括：

根据地磁场强度计算得到星体角速率，

其中，表示星体角速率，B_b表示当前拍的地磁场强度，B_b^-表示前一拍的地磁场强度，ΔT表示姿态控制周期；

当所述星体角速率超过预设值时，通过构建矢量叉乘矩阵的方式计算得到第一输出磁矩，并根据所述第一输出磁矩进行驱动；计算得到第一输出磁矩的步骤具体包括：

根据地磁场强度计算得到地磁场变化率矢量；

根据所述地磁场强度构建矢量叉乘矩阵，并根据所述地磁场变化率矢量构建扩充向量；

根据所述矢量叉乘矩阵和所述扩充向量计算得到星体角速度矢量；

根据所述星体角速度矢量计算得到期望控制力矩；

根据所述星体角速度矢量和磁场强度计算得到等效地磁场矢量；

根据所述等效地磁场矢量、所述期望控制力矩和地磁场强度计算得到期望输出磁矩；

根据所述期望输出磁矩计算得到占空比；

根据所述占空比计算得到所述第一输出磁矩；

当所述星体角速率没有超过预设值时，通过阻尼算法计算得到第二输出磁矩，并根据所述第二输出磁矩进行驱动；所述第二输出磁矩计算公式为：

其中，m₂表示第二输出磁矩，m_max表示磁力矩器的最大输出磁矩，表示当前拍的地磁场变化率矢量。

2.根据权利要求1所述的航天器速率阻尼控制方法，其特征在于，所述地磁场变化率矢量具体根据如下公式(2)计算得到：

其中，表示当前拍的地磁场变化率矢量，B_b表示当前拍的地磁场强度，B_b^-表示前一拍的地磁场强度，ΔT表示姿态控制周期。

3.根据权利要求2所述的航天器速率阻尼控制方法，其特征在于，所述矢量叉乘矩阵具体根据如下公式(3)构建得到：

其中，A表示矢量叉乘矩阵，B_b表示当前拍的地磁场强度，B_b^-表示前一拍的地磁场强度，表示前两拍的地磁场强度；

所述扩充向量具体根据如下公式(4)构建得到：

其中，B表示扩充向量，表示当前拍的地磁场变化率矢量，表示前一拍的地磁场变化率矢量，表示前两拍的地磁场变化率矢量。

4.根据权利要求3所述的航天器速率阻尼控制方法，其特征在于，所述星体角速度矢量具体根据如下公式(5)计算得到：

其中，表示星体角速度矢量，A表示矢量叉乘矩阵，B表示扩充向量，上脚标T表示矩阵转置。

5.根据权利要求4所述的航天器速率阻尼控制方法，其特征在于，所述期望控制力矩具体根据如下公式(6)计算得到：

其中，M_Cexp表示期望控制力矩，K_D表示对角型系数矩阵，表示星体角速度矢量。

6.根据权利要求5所述的航天器速率阻尼控制方法，其特征在于，所述等效地磁场矢量具体根据如下公式(7)计算得到：

其中，B_b1表示下一拍的地磁场强度，B_b表示当前拍的地磁场强度，表示星体角速度矢量，ΔT表示姿态控制周期，B_{b_av}表示等效地磁场矢量。

7.根据权利要求6所述的航天器速率阻尼控制方法，其特征在于，所述期望输出磁矩具体根据如下公式(8)计算得到：

其中，m_exp表示期望输出磁矩，B_{b_av}表示等效地磁场矢量，M_Cexp表示期望控制力矩，B_b表示当前拍的地磁场强度。