[发明专利]一种全电卫星的开关式有限时间全局收敛姿态控制方法

说明书

本申请涉及一种全电卫星的开关式有限时间全局收敛姿态控制方法。所述方法包括：根据期望姿态四元数和期望角速度和当前时刻卫星的姿态四元数和角速度进行误差计算，得到姿态跟踪误差四元数和误差角速度；对姿态跟踪误差四元数和误差角速度进行计算，得到两者之间的运动学关系式；利用运动学关系式构建快速终端滑模面，根据快速终端滑模面设计连续控制力矩姿态控制器；将连续控制力矩姿态控制器作为PWPF脉冲调制器的输入，得到三个体轴方向开关信号；根据三个体轴方向开关信号确定推力器的开关状态。采用本方法能够实现指定姿态角指令机动时使姿态跟踪误差全局收敛。

技术领域

本申请涉及航天器姿态控制技术领域，特别是涉及一种全电卫星的开关式有限时间全局收敛姿态控制方法、装置、计算机设备和存储介质。

背景技术

过去数十年中，人们对小卫星技术的兴趣日益浓厚。组件小型化的最新发展能使小卫星执行更为复杂的任务。由于尺寸、体积和功率有限，小卫星需要在子系统间权衡设计。传统上，姿态控制由轮控系统完成而轨道控制则由推进器完成。轮控系统输出力矩大而且可连续变化，控制精度也很高。但由于饱和问题的存在，缺点也显而易见，因为饱和问题总是需要其他类型的控制器(磁棒或者推力器)卸载累积的角动量。此外输出扭矩大小与轮控系统本身的质量密切相关，较大的输出通常意味着较大的质量。几十年来，已发展出多种电推进系统，其中脉冲等离子推力器(PPT)由于其高可靠性和易操作性，通常用于小型卫星，可以输出μN到mN范围的推力。直到最近，电推进系统与姿态控制系统完全融合才见诸报道：仅配备微阴极电弧推进器的3U立方体卫星可实现三轴精确姿态控制，相对立方体卫星的反作用飞轮，系统质量降为72％，非常有利于增加有效载荷子系统的占比。同时，除去飞轮系统和相应的磁棒系统，也大大减少提高了可靠性。

目前，全电小卫星采用的控制算法是经典相平面控制器，其输出是一系列开关信号，正好匹配电推力器的开关操作。然而，相平面方法具有天然的局部稳定性，即在某些情况下，如大角度姿态跟踪，控制可能发散，全电卫星在仅有开关功能、而非连续变化的推力的条件下，姿态跟踪误差发散。

发明内容

基于此，有必要针对上述技术问题，提供一种能够实现指定姿态角指令机动时使姿态跟踪误差全局收敛的一种全电卫星的开关式有限时间全局收敛姿态控制方法、装置、计算机设备和存储介质。

一种全电卫星的开关式有限时间全局收敛姿态控制方法，所述方法包括：

获取当前时刻卫星的姿态四元数和角速度；预先设置卫星的期望姿态四元数和期望角速度；

根据期望姿态四元数和期望角速度和当前时刻卫星的姿态四元数和角速度进行误差计算，得到姿态跟踪误差四元数和误差角速度；

对姿态跟踪误差四元数和误差角速度进行计算，得到两者之间的运动学关系式；

利用运动学关系式构建快速终端滑模面，根据快速终端滑模面设计连续控制力矩姿态控制器；

将连续控制力矩姿态控制器作为PWPF脉冲调制器的输入，得到三个体轴方向开关信号；根据三个体轴方向开关信号确定推力器的开关状态。

在其中一个实施例中，根据期望姿态四元数和期望角速度和当前时刻卫星的姿态四元数和角速度进行误差计算，得到姿态跟踪误差四元数和误差角速度，包括：

根据期望姿态四元数和当前时刻卫星的姿态四元数进行误差计算，得到姿态跟踪误差四元数为

其中，表示当前时刻卫星的姿态四元数，表示期望姿态四元数，T表示转置运算，q_e0表示的标部，表示的矢部；

根据期望角速度和当前时刻卫星的角速度进行误差计算，得到误差角速度为w_e＝ω-w_d，其中w_d表示期望角速度，w表示当前时刻卫星的角速度。