[发明专利]一种基于具有混合执行机构的航天器姿态控制方法

说明书

本发明公开了一种基于具有混合执行机构的航天器姿态控制方法，包括以下步骤：基于具有混合执行机构的航天器，综合考虑执行机构安装偏差，转动惯量不确定性与外部扰动对航天器姿态控制性能的影响，建立航天器姿态跟踪动力学模型；设计自适应虚拟控制器以及相应的自适应律；设计鲁棒在线控制分配算法，将虚拟控制信号分配到各个执行机构上，进行执行器重构。本方法综合利用推力器和反作用飞轮两种执行机构的特性，克服了单一执行机构的局限性，提高了执行机构的控制性能，保证了在存在执行机构安装偏差情况下航天器姿态控制系统的稳定性，具有较强的控制精度和对外部扰动的鲁棒性等优点。

技术领域

本发明属于航天器控制技术领域，具体来说，涉及一种基于具有混合执行 机构的航天器姿态控制方法。

背景技术

航天事业的大力发展对国民经济、社会发展以及国防安全保密等方面起着 不可忽视的作用，越来越受到国家及社会各界的广泛重视，2017年我国共进 行了18次卫星发射任务，包括2017年上半年进行的“通信技术试验卫星二号”， “吉林一号视频3星”，“天舟一号”等的发射，以及2017年下半年发射的硬 X射线调制望远镜卫星“慧眼”，“遥感三十号03组卫星”等，2018年预计中 国航天共有35次发射任务，与2017年相比接近翻倍。对于这些人造卫星来说， 姿态控制对于其完成既定任务起着关键性的作用，如通信卫星和广播卫星的天 线要对准地球的服务区，航天器上的太阳电池翼要对准太阳等，因此提高卫星 控制系统性能，实现快速精确的姿态控制显得尤为重要。由于各种执行机构都 存在其局限性，具有单一执行机构的航天器控制性能会受到一定的局限，例如 推力器难以实现航天器微小姿态的精确调整，而飞轮易遇到输出饱和的问题， 因此通过综合利用多种执行机构，可以克服单一执行机构的局限性及缺点，同 时实现航天器的快速机动及高精度的姿态调整，大大提高执行机构的控制性能。 此外，由于安装精度的有限性以及发射过程中的变形等原因，不可避免的会存 在执行机构安装偏差问题，影响卫星控制系统的精度，因此在控制器设计过程 中将执行机构安装偏差考虑在内可有效提高航天器的控制精度。另外，由于燃料的消耗、载荷的位移等，航天器的转动惯量具有不确定性，同时航天器还会 受到来自空间的各种扰动力矩的影响，因此，提高系统的鲁棒性也是航天器姿 态控制系统的重要任务。

针对具有混合执行机构的航天器，专利CN201210141967.2针对单框架控 制力矩陀螺与飞轮为执行机构的卫星的快速机动与机动后，单框架控制力矩陀 螺群陷入死区使得执行力矩减小从而导致精度低的问题，首先根据指令力矩信 号获取分配给单框架控制力矩陀螺群的框架角速度与飞轮的角加速度，然后通 过一系列的判断及迭代，获得最终的单框架控制力矩陀螺框架角速度和飞轮的 角加速度，用于卫星姿态的调整，但是其力矩分配的过程中并没有考虑包括 执行机构安装偏差在内的不确定因素；专利CN201510351626.1设计了一种针 对卫星姿态控制系统执行器驱动符号不确定性的自适应补偿方法，通过对执行 器驱动符号不确定性进行建模，设计自适应估计器集合，并利用自适应估计器 集合的输出设计自适应控制器集合，然后利用自适应估计器集合的输出设计自 适应控制器之间的控制切换机制，从自适应控制器集合中选择合适的自适应控 制器产生控制信号来驱动执行器，有效保障卫星姿态控制系统在执行器驱动信 号不确定时的控制精度，但是并没有将卫星在轨运动过程中存在的不确定性及 干扰考虑在内，如转动惯量不确定性及空间外部扰动；因此，现有的基于混合 执行机构的航天器姿态控制方法较少的综合考虑了执行机构安装偏差、转动惯 量不确定性及外部环境干扰等问题。

发明内容