[发明专利]一种航天器速率阻尼控制方法

说明书

本发明提供一种航天器速率阻尼控制方法，包括：根据地磁场强度计算得到星体角速率；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；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。本发明提供的航天器速率阻尼控制方法，在星体角速率比较小的情况下，采用现有的阻尼算法进行计算。而在星体角速率过大的情况下，采用新的构建矢量叉乘矩阵的方式进行计算，可完成大初始角速率情况下，星体角速率的阻尼控制，且控制过程中星体角速率不会发散，取得了控制正确、运行可靠的有益效果。

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，尤其涉及一种航天器速率阻尼控制方法。

背景技术

星箭分离后，卫星的初始分离角速度需予以阻尼。高轨卫星可采用陀螺仪测量角速度，并采用推力器或动量轮进行阻尼。对于低轨道、低成本微纳卫星，磁强计和磁力矩器是重要且可靠的姿控单机，可采用磁测磁控方案进行阻尼。但是，现有的Bdot阻尼算法(基于地磁场变化率矢量的阻尼算法)及其变种仅适用于小初始角速率情形，无法应对星体角速率因初始分离、推力器故障等而过大的场景。

发明内容

本发明提供一种航天器速率阻尼控制方法，以解决现有的Bdot阻尼算法无法处理的大初始角速率情况下卫星等航天器的速率阻尼控制的问题。

本发明提供的航天器速率阻尼控制方法，包括：

根据地磁场强度计算得到星体角速率；

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；

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。

进一步，本发明所述的航天器速率阻尼控制方法，所述星体角速率具体根据如下公式(1)计算得到：

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。

进一步，本发明所述的航天器速率阻尼控制方法，所述通过构建矢量叉乘矩阵的方式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。

进一步，本发明所述的航天器速率阻尼控制方法，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。

进一步，本发明所述的航天器速率阻尼控制方法，所述矢量叉乘矩阵具体根据如下公式(3)构建得到：