[发明专利]一种伪速率喷气控制系统参数确定方法

摘要

本发明一种伪速率喷气控制系统参数确定方法，首先确定系统控制带宽、伪速率调制器内控制环路控制参数保证系统的稳定性，再给出喷气系统控制精度、发动机最小喷气脉宽、发动机产生的角加速度间的约束关系，针对不同的设计任务，完成系统参数的确定。该方法可以根据喷气系统角加速度、最小喷气脉宽确定姿态控制精度；也可根据喷气控制精度，最小喷气脉宽，确定发动机大小；根据喷气控制精度，发动机推力配置，确定发动机最小喷气脉宽。该方法可应用于任意航天器的喷气控制系统，避免目前喷气控制系统参数设计依靠设计师经验，需反复试凑迭代，提高工作效率，并为参数提供理论设计依据。

主权项

1.一种伪速率喷气控制系统参数确定方法，其特征在于包括以下步骤：(1)由卫星帆板基频确定喷气控制系统带宽ωCtrlBand，形式上为卫星所在轨道角速度的倍频，即ωCtrlBand＝k2×ω0，ω0为轨道角速度；(2)由确定T_M，T_M为伪速率控制器反馈惯性环节的时间常数，决定了反馈环节的带宽；其中ω_CtrlBand为喷气控制系统控制带宽，k₁为伪速率控制器反馈回路截止频率1/T_M与喷气控制系统带宽ω_CtrlBand的频程距离；k₁选取为8～10，k₂选取为5～10；(3)根据如下关系式：式中，θ为喷气控制系统可达到的姿态控制精度，Tonmin为发动机最小喷气脉宽，ajet为发动机产生的姿态角加速度；a)当给定了喷气控制系统的特性，即确定了ajet、Tonmin，则得到该喷气控制系统在保证系统稳定时的姿态控制精度θ；b)当给定了喷气控制精度θ，且已知喷气发动机的最小喷气脉宽Tonmin，则根据星体转动惯量，得到发动机大小，即确定ajet；c)当给定喷气控制精度θ，且发动机已经配置完成，即已知了ajet，则得到发动机最小喷气脉宽Tonmin。