[发明专利]末子级留轨应用子系统姿态控制方法

说明书

本发明公开了一种末子级留轨应用子系统姿态控制方法，包括：当末子级留轨应用子系统在速率阻尼阶段，姿态控制器采用Minus B‑dot磁控律，利用三轴磁力矩器作为执行机构施加控制磁矩来阻尼末子级留轨应用子系统的俯仰轴、滚动轴、偏向轴的角速度，对末子级留轨应用子系统进行消旋处理；当末子级留轨应用子系统在稳态控制阶段，姿态控制器在俯仰回路采用带有时滞补偿的PD控制律，利用偏置动量轮和三轴磁力矩器作为执行机构施加控制磁矩来完成俯仰回路的姿态控制，滚动/偏航回路采用滑模控制器设计。本发明解决了末子级留轨应用子系统的对日定向问题，同时消除时滞的影响，提高了末子级留轨应用子系统的姿态控制精度。

技术领域

本发明属于航天器控制技术领域，涉及一种姿态控制方法，尤其涉及一种末子级留轨应用子系统姿态控制方法。

背景技术

以往各国每一次火箭发射后，随着一级火箭、二级火箭以及整流罩的脱落并返回地面，火箭末子级会随它的有效载荷一同进入轨道，并长期在太空中占据宝贵的轨道资源，对在轨空间飞行器造成安全威胁，是目前体量最大的太空垃圾。利用运载火箭末子级留轨阶段搭载测量系统，将原本的火箭末子级改造成低成本的科学实验和通信平台，可以实现变废为宝。

传统的航天飞行器，姿态可控，通过控制飞行器太阳能帆板对日定向稳定地获取能源。然而对于火箭末子级来说，在空间中其姿态是在不断自旋并伴随一定章动，且传感器采集信号的过程、控制器的计算处理过程和执行机构的作动过程都会产生时滞，给测控系统和能源系统的设计带来了难度，难以实现对日定向，不能得到有效可控的数据。

发明内容

本发明的目的在于提供一种末子级留轨应用子系统姿态控制方法，以解决上述技术背景中提出的问题。

为实现上述目的，本发明采用以下技术方案：

一种末子级留轨应用子系统姿态控制方法，包括：

末子级留轨应用子系统进入任务设定轨道后，在姿态控制器内预存有所述末子级留轨应用子系统的姿态角速率的设置阈值，当所述姿态角速率大于所述姿态控制器内的设置阈值，启动速率阻尼阶段，对所述末子级留轨应用子系统进行消旋处理；当所述姿态角速率小于等于所述姿态控制器内的设置阈值，所述末子级留轨应用子系统进入对地定向的稳态控制阶段；

其中，在所述速率阻尼阶段，所述姿态控制器采用Minus B-dot磁控律，利用三轴磁力矩器作为执行机构施加控制磁矩来阻尼所述末子级留轨应用子系统的俯仰轴、滚动轴、偏向轴的角速度，实现速率阻尼阶段的姿态控制；

其中，在所述稳态控制阶段，所述姿态控制器在俯仰回路采用带有时滞补偿的PD控制律，利用偏置动量轮和所述三轴磁力矩器作为执行机构施加控制磁矩来完成俯仰回路的姿态控制，同时消除时滞的影响；所述姿态控制器在滚动回路和偏置回路采用滑模控制律设计切换函数和变结构控制规律，构造所述末子级留轨应用子系统的滚动回路和偏航回路的控制指令。

优选地，所述三轴磁力矩器的一种实现结构包括：三根独立的性能相同的磁棒，三根磁棒分别沿所述末子级留轨测量子系统的X、Y、Z三轴安装。

优选地，所述三轴磁力矩器作为执行机构施加的一种控制磁矩为：

即，

其中，M为三轴磁力矩器施加的控制磁矩，X、Y、Z三方向分别为[M_x M_y M_z]；为所述末子级留轨应用子系统本体系下的磁场矢量的变化率，X、Y、Z 三方向为[B_bx B_by B_bz]，分别由磁强计的测量值进行差分处理后获得；K为控制增益系数，X、Y、Z三方向为k₁、k₂、k₃。

优选地，所述偏置动量轮安装于所述俯仰轴的负方向。