一種基于隔離余量方法與脈寬融合策略的撓性衛(wèi)星姿態(tài)軌道耦合控制方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及軌道耦合控制方法，特別涉及與撓性衛(wèi)星姿態(tài)軌道耦合控制方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 對于衛(wèi)星在軌期間的姿態(tài)和軌道控制，開始人們采用姿態(tài)與軌道分開控制的方式 《編隊衛(wèi)星相對軌道與姿態(tài)一體化耦合控制》，而軌道和姿態(tài)分開控制，則需要配備軌道控 制和姿態(tài)控制兩套執(zhí)行機構(gòu)，會增加推力器等執(zhí)行機構(gòu)的使用數(shù)量，造成資源浪費。在建模 方面，將姿態(tài)和軌道分開處理，雖然簡化了建模問題，但增加了模型本身的復雜度，使航天 器控制算法復雜繁瑣，同時占用了星載計算機有限的計算資源。隨著航天技術(shù)的發(fā)展，面對 航天器交匯對接等空間逼近、微小衛(wèi)星編隊飛行等存在姿軌耦合的問題的新航天任務(wù)，分 而治之的方法表現(xiàn)出不能兼顧的局限性，從而出現(xiàn)了姿軌耦合控制方式解決以上問題，《交 會對接航天器推力分配算法研究》提出了軌道與姿態(tài)一體化控制，但是并沒有給出詳細的 控制方案。
[0003] 衛(wèi)星相對軌道與姿態(tài)耦合控制方式采用單個連續(xù)小推力推力器以及反作用飛輪 作為執(zhí)行機構(gòu)，由于推力器的優(yōu)點眾多，推力器的使用與配置問題成為關(guān)注的熱點，傳統(tǒng)的 冷備份冗余模式使用過多的推力器，使星體質(zhì)量增加，不能達到使用策略的最優(yōu)，已不能滿 足要求，需要研究更加合理的配置構(gòu)型。現(xiàn)有的文獻多數(shù)為推力器及飛輪共同作用的姿軌 一體化控制，僅使用推力器為執(zhí)行機構(gòu)的的并不多?！督粫雍教炱魍屏Ψ峙渌惴ㄑ芯俊?《編隊衛(wèi)星相對軌道與姿態(tài)一體化耦合控制》中采用推力器的同時應(yīng)用了飛輪，軌道控制時 進行姿態(tài)控制時，執(zhí)行機構(gòu)用了飛輪，但是如果推力偏心力矩非常大，飛輪將會無法控制， 造成系統(tǒng)失控。為實現(xiàn)完全以推力器為執(zhí)行機構(gòu)的姿軌一體化控制，力求實現(xiàn)最優(yōu)的推力 器的布局的方案，但現(xiàn)有文獻的研究并不完善。文獻《姿軌一體化控制航天器推力器構(gòu)型設(shè) 計》沒有給出相應(yīng)的仿真實例進行說明、應(yīng)用的具體推力器的最終計算數(shù)目、布局方式、方 位角的具體安排等。各推力器無法產(chǎn)生非負連續(xù)推力，因為連續(xù)推力不僅實現(xiàn)困難，而且魯 棒性差。所以使用連續(xù)的最小推力不是一種好的選擇。專利《一種微型姿軌控推力器陣列 的布局方法》給出了布局方法，但是用到的推力器個數(shù)很多，可能會造成嚴重的冗余，個數(shù) 及重量的增加會浪費更多的燃料，從而使設(shè)計不能到達結(jié)構(gòu)最優(yōu)。
[0004] 軌道機動時，測量與傳輸延遲，以及偏心推力對衛(wèi)星姿態(tài)的持續(xù)擾動，造成傳統(tǒng)的 姿態(tài)控制方法控制性能下降。文獻《交會對接航天器推力分配算法研究》中在進行數(shù)學建模 時考慮的是轉(zhuǎn)動慣量以及質(zhì)心無拉偏的情況，如果實際中出現(xiàn)質(zhì)心或者轉(zhuǎn)動慣量的拉偏， 系統(tǒng)的魯棒性差，可能出現(xiàn)不穩(wěn)定的情況，造成無法估計的損失。對存在的推力偏心和質(zhì)心 漂移的衛(wèi)星軌道轉(zhuǎn)移過程中的姿態(tài)控制問題，同時考慮到系統(tǒng)參數(shù)的不確定性以及執(zhí)行機 構(gòu)的飽和特性，發(fā)展了基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的自適應(yīng)滑?？刂品椒?。但神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的模糊控制的計 算相對較大，會占用星載計算機的大量資源。
[0005] 針對航天器交會對接等空間目標逼近任務(wù)最后接近段的軌道與姿態(tài)運動耦合嚴 重的問題，為了確保航天器在軌可靠運行，傳統(tǒng)上大都是根據(jù)推力器布局，預先制定分配列 表，該方法的主要缺點是需要預先制定推力器分配列表，包括推力器故障時的分配列表，它 需要占用大量的星上存儲空間，且采用這種分配方式也無法實時地調(diào)整分配策略應(yīng)對不可 預見的推力器故障。隨著姿態(tài)控制與軌道控制的一體化導致推力器分配問題更加困難，而 發(fā)展的一種算法是控制分配方法，由控制算法給出的期望控制量出發(fā)，在各類型約束條件 和最優(yōu)目標下，將期望控制量在冗余配置的執(zhí)行機構(gòu)間進行分配，使執(zhí)行機構(gòu)實際控制輸 出盡可能與期望控制量相吻合，《交會對接航天器推力分配算法研究》提供的就是一種分配 方法，但是針對每一種軌控LQG序列，都要進行開環(huán)以及閉環(huán)的仿真，沒有預先得知以及排 除不符合要求的LQG序列的功能。如進行大量的仿真，計算過程都相對復雜，需要研究一種 計算現(xiàn)對簡單的方法。
[0006] 綜上所述，在姿軌一體化的設(shè)計方案中，所用到的方法并不完善，推力器的布局等 沒有給出比較合理的布局以及仿真驗證，在建模方面也存在未全面考慮外界干擾的缺點， "保姿控"的思想沒有得到運用，并且沒有預先得知以及排除不符合要求的LQG序列的功能， 需要進行大量的仿真，算法計算相對復雜等。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0007] 本發(fā)明的目的是為了解決衛(wèi)星在軌期間的姿態(tài)和軌道控制過程中需要配備軌道 控制和姿態(tài)控制兩套執(zhí)行機構(gòu)、飛輪將會無法控制沒有給出相應(yīng)的推力器的布局、沒有考 慮羽流的影響和轉(zhuǎn)動慣量的拉偏、沒有考慮隔離余量以及姿態(tài)沒有達到要求造成嚴重損失 的問題，而提出的一種基于隔離余量方法與脈寬融合策略的撓性衛(wèi)星姿態(tài)軌道耦合控制方 法。
[0008] 上述的發(fā)明目的是通過以下技術(shù)方案實現(xiàn)的：
[0009] 步驟一、根據(jù)地心慣性坐標系（0i，Xi，Yi，Zi)，衛(wèi)星本體坐標系 (0b，Xb，Yb, Zb)、衛(wèi)星布局坐標系（01，XI，Y1，Zl)，與撓性衛(wèi)星姿態(tài)各類型干擾力 矩影響撓性衛(wèi)星姿態(tài)進行數(shù)學建模即建立帆板鎖定且衛(wèi)星不控的動力學模型：
【主權(quán)項】
1. 一種基于隔離余量方法與脈寬融合策略的挽性衛(wèi)星姿態(tài)軌道禪合控制方法，其特征 在于：一種基于隔離余量方法與脈寬融合策略的挽性衛(wèi)星姿態(tài)軌道禪合控制方法具體是按 照W下步驟進行的： 步驟一、根據(jù)地也慣性坐標系（〇i，Xi，Yi，Zi)，衛(wèi)星本體坐標系的b，甜，孔，Zb)、衛(wèi)星布 局坐標系（01，XI，Y1，Z1)，與挽性衛(wèi)星姿態(tài)各類型干擾力矩影響挽性衛(wèi)星姿態(tài)進行數(shù)學建 模即建立帆板鎖定且衛(wèi)星不控的動力學模型：
并獲得帆板鎖定且衛(wèi)星不控的動力學模型參數(shù)； 其中，前N階模態(tài)頻率，禪合系數(shù)F,，阻尼系數(shù)S 為整星系統(tǒng)的慣性并矢的矩陣表 示；哀;為帆板i的模態(tài)坐標；Fk為帆板i振動對整星相對衛(wèi)星本體系的轉(zhuǎn)動禪合系數(shù)矩 陣；i表示帆板的個數(shù)；i = 1，…，N ; 7為系統(tǒng)的全部外力矩之和即整星相對星體質(zhì)也〇b 的旋轉(zhuǎn)合外力矩；S i為帆板i挽性模態(tài)的阻尼系數(shù)；A i為帆板i模態(tài)振型頻率，馬為衛(wèi) 星絕對角速度
為衛(wèi)星的絕對角速度，《1，《 2和 分別為馬在對應(yīng)的衛(wèi)星本體系H個坐標軸的分量；挽性衛(wèi)星姿態(tài)各類型干擾力矩由重 力梯度力矩、太陽光壓力矩、氣動力矩、剩磁力矩、轉(zhuǎn)動部分的干擾力矩、火工品解鎖干擾力 矩和分離體分離力矩組成； 步驟二、根據(jù)帆板鎖定且衛(wèi)星不控的動力學模型參數(shù)配置32臺具有推力性能的雙組 元發(fā)動機即推力器，確定推力器安裝位置坐標；其中，32臺推力器的編號為la?16a、化? 1化；配置的推力器具有包括確定選擇的軌道控制推力器和姿態(tài)控制即姿控推力器，配置軌 道控制推力器具有負責X和Y軸方向軌控的推力器和負責Z軸軌控的推力器； 將負責X和Y方向軌控的推力器la到8a和化到8b進行保姿控優(yōu)先的推力融合的方 法進行推力融合控制W及負責Z軸軌控的推力器9a到16a和9b到1化利用推力融合的方 法進行正常的衛(wèi)星姿軌一體化控制；其中，保姿控為衛(wèi)星優(yōu)先滿足姿態(tài)控制；正常的姿軌 一體化控制為不需要保姿控優(yōu)先的推力融合控制； 步驟H、利用LQG序列根據(jù)衛(wèi)星的工況參數(shù)進行隔離余量計算，確定IM的值； 步驟四、如果IM<0衛(wèi)星姿態(tài)不可控，則此LQG序列不可用，不符合要求，在其余的LQG 序列中選擇一組新的LQG序列；如果IM〉0衛(wèi)星姿態(tài)可控即得出軌控LQG序列； 步驟五、根據(jù)軌控LQG序列確定出軌控脈寬及噴氣方向，利用軌控脈寬及噴氣方向設(shè) 計Matlab/simulink中的軌控脈寬及噴氣方向確定模塊，設(shè)計的軌控脈寬及噴氣方向確定 模塊按衛(wèi)星本體系xb，yb，zb方向分成X通道，Y通道和Z通道的軌控脈寬及噴氣方向確定 模塊從步驟二中確定的推力器中選擇推力器，從而確定衛(wèi)星軌道方向?qū)崿F(xiàn)噴氣； 步驟六、設(shè)計Matlab/simulink中的姿態(tài)控制推力器確定模塊，姿態(tài)控制推力器確定
模塊按衛(wèi)星本體系xb，yb，zb方向分成X通道，Y通道和Z通道分確定模塊選擇姿態(tài)控制的 推力器