[发明专利]一种姿态控制与姿态测量分时复用的航天器姿态控制方法

说明书

本发明提供一种姿态控制与姿态测量分时复用的航天器姿态控制方法，属于航天器控制技术领域。本发明首先设定航天器姿态闭环控制采样周期，并将单位航天器姿态闭环控制采样周期划分为姿态测量分时时间区间和姿态控制分时时间区间；然后在姿态控制分时时间区间内进行执行器力矩指令规划；利用冲量等效原理确定力矩指令规划后的力矩指令；最后设计姿态控制器实现分时后的航天器姿态闭环控制。本发明解决了现有执行器与敏感器之间的耦合影响，导致航天器姿态控制精度降低的问题。本发明可用于航天器姿态控制。

技术领域

本发明涉及一种分时复用的航天器姿态控制方法，属于航天器控制技术领域。

背景技术

航天器姿态控制与测量系统为航天器导航、制导与控制领域不可或缺的组成部分。航天器的姿态控制主要由相应的执行器提供控制力矩实现，而航天器姿态测量则是通过相应的敏感器实现的；目前，磁力矩器为航天器执行器的一种典型代表之一，而磁强计则为航天器领域常用的姿态测量装置；但是，在航天器的应用中，若磁力矩器与磁强计分别作为执行器与敏感器同时安装于航天器，则会导致：二者同时开启时，磁力矩器产生的磁场对磁强计地磁测量精度产生很大影响；此外，诸如陀螺飞轮、磁悬浮控制力矩陀螺等同时具有执行器和敏感器功能的星载机械陀螺，当它们实现执行器功能时，根据陀螺进动原理，陀螺转子需要提供倾侧角速度，但是，很难设计相应的传感器对转子的倾侧角速度实现精确测量，这就导致了在工程上陀螺飞轮或磁悬浮控制力矩陀螺此类装置难以实现航天器姿态角速度的测量功能。由上可知，航天器执行器与敏感器之间存在耦合影响，会导致航天器姿态控制精度降低。

发明内容

本发明为解决现有执行器与敏感器之间的耦合影响，导致航天器姿态控制精度降低的问题，提供了一种姿态控制与姿态测量分时复用的航天器姿态控制方法。

本发明所述一种姿态控制与姿态测量分时复用的航天器姿态控制方法，通过以下技术方案实现：

步骤一、设定航天器姿态闭环控制采样周期，并将单位航天器姿态闭环控制采样周期划分为姿态测量分时时间区间和姿态控制分时时间区间；

步骤二、在姿态控制分时时间区间内进行执行器力矩指令规划；

步骤三、利用冲量等效原理确定力矩指令规划后的力矩指令；

步骤四、设计姿态控制器实现分时后的航天器姿态闭环控制。

最为对上述技术方案的进一步阐述：

进一步的，步骤二中所述执行器力矩指令规划具体包括：

在姿态控制分时时间区间内采用梯形指令规划，将姿态控制分时时间区间(t_s,t_k]依次分为力矩上升段力矩平稳段及力矩下降段力矩上升段、力矩平稳段及力矩下降段的时长均为1/3姿态控制分时时间区间，规划后的力矩指令如下式(1)所示：

其中，T(t)表示t时刻执行器力矩指令；t_k-1和t_k分别为第k个航天器姿态闭环控制采样周期(t_k-1,t_k]的开始时刻和结束时刻；(t_k-1,t_s]为姿态测量分时时间区间，t_s为姿态测量分时时间区间的结束时刻；为力矩上升段的结束时刻，为力矩平稳段的结束时刻。

进一步的，步骤三中所述矩指令规划后的力矩指令的确定具体包括：

在单位航天器姿态闭环控制采样周期内，利用冲量等效原理建立如下式(2)：

其中，T_b'为分时复用前单位采样周期内姿态控制器提供的控制力矩；

结合式(1)、式(2)，整理后得到：