一种航天器在惯性系内的角动量控制方法

摘要

本发明公开了一种航天器在惯性系内的角动量控制方法，该方法采用在惯性系内进行三轴稳定控制，通过将执行机构的角动量、三轴姿态角信息进行反馈设计得到反馈控制器，该方法不需要重力梯度力矩大于气动力矩，保证长期稳定飞行而执行机构不饱和，可应用于无法配置磁力矩器或磁力矩器出现故障，而又无法或不希望采用喷气方式进行卸载的航天器姿态控制中。

主权项

一种航天器在惯性系内的角动量控制方法，其特征在于包括以下步骤：(1)在惯性坐标系内建立航天器俯仰轴、滚动轴、偏航轴上的控制器，形式如下：$T_x=-k_{xi}\int {\theta }_{x}dt-k_{kp}{\theta }_x-k_{xd}{\stackrel{·}{\theta }}_x-k_{xhi}\int H_{cmgx}dt-k_{xh}{H}_{cmgx}$$T_y=-k_{yi}\int {\theta }_{y}dt-k_{yp}{\theta }_y-k_{yd}{\stackrel{·}{\theta }}_y$$T_z=-k_{zi}\int {\theta }_{z}dt-k_{zp}{\theta }_z-k_{zd}{\stackrel{·}{\theta }}_z-k_{zhi}\int H_{cmgz}dt-k_{zh}{H}_{cmgz}$其中，[T_x T_y T_z]^T为惯性坐标系内航天器滚动轴、俯仰轴以及偏航轴上的控制力矩；[θ_x θ_y θ_z]^T为惯性坐标系内航天器滚动轴、俯仰轴以及偏航轴上的姿态角；为惯性坐标系内航天器滚动轴、俯仰轴以及偏航轴上的角速度；[H_cmgx H_cmgy H_cmgz]^T为惯性坐标系内航天器滚动轴、俯仰轴以及偏航轴上控制力矩陀螺的角动量；$k_x=\left[\begin{array}{ccccc}{k}_{xh}& k_{xp}& k_{xd}& k_{xi}& k_{xhi}\end{array}\right]=B_x^T{S}_x,k_z=\left[\begin{array}{ccccc}{k}_{zh}& k_{zp}& k_{zd}& k_{zi}& k_{zhi}\end{array}\right]=B_z^T{S}_z,$k_yi、k_yp、k_yd为正的常值，k_yp＝J₂(nω₀)²，k_yd＝1.4J₂nω₀，k_yi＝0.01k_yp，n＝40～100；其中B_x、S_x满足方程$A_x^T{S}_x+S_x{A}_x-S_x{B}_x{B}_x^T{S}_x+Q_x=0$$\begin{array}{cc}{A}_x=\left[\begin{array}{ccccc}0& 0& 0& 0& 0\\ 0& 0& \frac{1}{J_1}& 0& 0\\ 0& -\frac{3{\omega }_0^2(J_2-J_3)}{2}& 0& 0& 0\\ 0& 1& 0& 0& 0\\ 1& 0& 0& 0& 0\end{array}\right],& B_X=\left[\begin{array}{c}-1\\ 0\\ 1\\ 0\\ 0\end{array}\right]\end{array},$Q_x为五行五列的正矩阵，根据选取的Q_x计算得到S_x；其中B_z、S_z满足方程$A_z^T{S}_z+S_z{A}_z-S_z{B}_z{B}_z^T{S}_z+Q_z=0$$\begin{array}{cc}{A}_z=\left[\begin{array}{ccccc}0& 0& 0& 0& 0\\ 0& 0& \frac{1}{J_3}& 0& 0\\ 0& -\frac{3{\omega }_0^2(J_2-J_1)}{2}& 0& 0& 0\\ 0& 1& 0& 0& 0\\ 1& 0& 0& 0& 0\end{array}\right],& B_z=\left[\begin{array}{c}-1\\ 0\\ 1\\ 0\\ 0\end{array}\right]\end{array},$Q_z为五行五列的正矩阵，根据选取的Q_z计算得到S_z；J₁、J₂、J₃为航天器在轨飞行时滚动轴、俯仰轴以及偏航轴上的主转动惯量，ω₀为轨道角速度；(2)星敏感器实时测量惯性坐标系内航天器在轨飞行时滚动轴、俯仰轴以及偏航轴上的姿态角θ_x、θ_y、θ_z，并将测得的姿态角传送给地面控制计算机；(3)角速率陀螺实时测量惯性坐标系内航天器在轨飞行时滚动轴、俯仰轴以及偏航轴上的角速度并将测得的角速度传送给地面控制计算机；(4)航天器在轨飞行时滚动轴、俯仰轴以及偏航轴上的控制力矩陀螺分别将自身实时角动量H_cmgx、H_cmgy、H_cmgz传送给地面控制计算机；(5)地面控制计算机根据步骤(2)、(3)和(4)得到的航天器在轨飞行时滚动轴、俯仰轴以及偏航轴上的姿态角，角速度和角动量，以及步骤(1)中建立的控制器，得到航天器滚动轴、俯仰轴以及偏航轴上的控制力矩T_x、T_y、T_z，并将该控制力矩以指令的形式上传给控制力矩陀螺，控制力矩陀螺对接收到的控制力矩指令进行解算后以该控制力矩控制航天器的在轨飞行；(6)重复执行步骤(2)—(5)，在步骤(1)建立的控制器的作用下使航天器处于稳定飞行状态，控制力矩陀螺的角动量H_cmgx、H_cmgy、H_cmgz维持一个固定值，从而实现角动量控制。