[发明专利]一种基于分布式智能飞轮的航天器姿态控制方法

权利要求书

1.一种基于分布式智能飞轮的航天器姿态控制方法，其特征在于，该姿态控制方法针对于安装分布式智能飞轮的航天器姿态控制，且姿态控制解算由各智能飞轮系统独立完成；各智能飞轮在每个控制周期通过无线网络接收一条带有时间戳的航天器姿态和姿态角速度信息，记录接收时刻并存入存储器，并对该姿态信息进行网络传输时延状态同步估计；各智能飞轮进行分布式解耦控制，完成航天器姿态控制任务；

假设最多只有一组智能飞轮出现故障，具体包括以下步骤：

(1)单个姿态控制周期开始，各智能飞轮故障自检，以及确定工作智能飞轮组合；

(2)航天器时延状态同步估计，智能飞轮处理器模块根据接收的姿态信息以及前N周期的历史估计值确定本周期内同步时刻的姿态信息估计值；

(3)X，Y，Z轴以及斜装轴智能飞轮控制器子系统独立解算解耦控制输出，驱动飞轮输出控制力矩，本控制周期结束；

X轴控制力矩解算包括以下步骤：

(31)判断X轴智能飞轮是否为故障的智能飞轮系统，假如是，则结束控制器工作，不输出控制指令，假如不是，进入步骤(32)；

(32)X轴智能飞轮控制器读取存储器中最新姿态信息估计值和任务指令；

(33)判断斜装智能飞轮是否工作，假如工作，进入步骤(34)，假如不工作，则进入步骤(36)；

(34)斜装智能飞轮控制器计算失效智能飞轮安装轴输出力矩；三正交一斜装智能飞轮组的安装结构矩阵C表示为：

则力矩分配矩阵表示为安装结构矩阵的伪逆D＝C^T(CC^T)^-1，通过分配矩阵将三轴力矩指令T_c＝[T_cx,T_cy,T_cz]^T分配为智能飞轮组各智能飞轮力矩指令T_w＝[T_w1,T_w2,T_w3,T_w4]^T，即为T_w＝DT_c，当某一智能飞轮发生故障时，其余智能飞轮输出力矩表示为H_c＝CT_w，假设X轴智能飞轮发生故障，斜装智能飞轮替代工作，则安装结构矩阵C₁和分配矩阵D₁表示为：

计算得到斜装智能飞轮的输出力矩指令；

(35)X轴智能飞轮计算斜装智能飞轮在X轴上的耦合项，根据步骤(34)中斜装智能飞轮输出力矩指令计算方法，假设X轴智能飞轮输出力矩指令T_c为0，使用该方法即获得X轴上的斜装飞轮输出力矩耦合项；

(36)X轴智能飞轮计算X轴姿态与姿态角速度误差，姿态误差其中为任务指令姿态角，为步骤(32)中读取的姿态角估计值；

(37)判断X轴与Y轴是否存在耦合，假如存在，进入步骤(39)，假如不存在，进入步骤(38)；

根据以下航天器姿态动力学方程判断耦合情况：

其中，I表示为航天器转动惯量，θ、ψ分别是星体的滚转角、俯仰角与偏航角，Ω_x、Ω_y、Ω_z分别为各轴飞轮相对于星体的角速度，n表示为卫星轨道角速度，L^e为外力矩，L^c为飞轮转轴上电机的控制力矩；

(38)判断X轴与Z轴是否存在耦合，假如存在，进入步骤(310)，假如不存在，进入步骤(311)；

(39)计算Y轴姿态与姿态角速度误差，进入步骤(312)；

(310)计算Z轴姿态与姿态角速度误差，进入步骤(311)；

(311)加权运算消除耦合项并考虑消除斜装智能飞轮耦合，通过控制算法运算获得控制输出；

(312)判断智能飞轮是否出现饱和，若是，发布卸载请求，如果没有出现饱和，结束本周期控制器计算工作。