【技术实现步骤摘要】
-种基于周期Lyapunov方程的磁控偏置动量卫星的姿态 控制方法
本专利技术涉及。
技术介绍
磁控偏置动量系统具有诸多优良的特性，在卫星姿态控制中应用广泛。一方面，磁 控力矩利用地磁场产生控制转矩，作为一种半无源执行机构，能支持卫星长时间运行；另一 方面，偏置动量系统中不需要偏航姿态敏感器，使得卫星结构简单，造价低廉，而且可靠性 高。磁控偏置动量卫星的姿态稳定控制一直是国内外研究的焦点。 某型的磁力矩器磁矩固定，因此磁力矩器能提供的控制力矩幅值受限。控制信号 的有界性导致实际系统具有本质的非线性特性，如果在设计过程中忽视这一点，不仅会降 低闭环系统的性能，而且会导致系统不稳定。 磁控卫星姿态稳定的主动控制包括线性控制方法和非线性控制方法。前者一般是 采用PID和线性二次型的方法设计控制律；后者一般都采用神经网络和滑模控制理论等设 计控制规律。目前磁控卫星的姿态稳定控制方法存在如下问题：（1)PID控制器解决磁力矩 器控制力矩幅值受限等问题时不理想；（2) -般最优控制设计方法的一个显著问题是目标 函数加权矩阵的选取难以与实际系...
【技术保护点】
一种基于周期Lyapunov方程的磁控偏置动量卫星的姿态控制方法，其特征在于一种基于周期Lyapunov方程的磁控偏置动量卫星的姿态控制方法具体是按照以下步骤进行的：步骤一、以卫星质心为原点o建立卫星本体坐标系，将x、y和z轴固定在卫星本体上，根据ωx、ωy、ωz建立磁控偏置动量卫星的线性化动力学模型即偏置动量卫星姿态动力学方程；其中x轴沿卫星纵对称轴方向指向前，y轴在卫星纵对称面内，与x轴垂直指向下，z轴垂直于oxy平面，z轴方向遵循右手螺旋定则，x轴为滚转轴，y轴为俯仰轴和z轴为偏航轴；ωx、ωy、ωz为卫星本体坐标系相对地心惯量坐标系的转动角速度在卫星本体坐标系下沿x...
【技术特征摘要】
1. 一种基于周期Lyapunov方程的磁控偏置动量卫星的姿态控制方法，其特征在于一 种基于周期Lyapunov方程的磁控偏置动量卫星的姿态控制方法具体是按照以下步骤进行 的： 步骤一、以卫星质心为原点〇建立卫星本体坐标系，将X、y和z轴固定在卫星本体上， 根据ωχ、coy、〇^建立磁控偏置动量卫星的线性化动力学模型即偏置动量卫星姿态动力学 方程；其中X轴沿卫星纵对称轴方向指向前，y轴在卫星纵对称面内，与X轴垂直指向下，z 轴垂直于〇xy平面，z轴方向遵循右手螺旋定则，X轴为滚转轴，y轴为俯仰轴和z轴为偏航 轴；ωχ、 ωγ、ωζ为卫星本体坐标系相对地心惯量坐标系的转动角速度在卫星本体坐标系下 沿X、y、Ζ三轴的转动角速度分量； 步骤二、选取设计参数Y，即标量函数Y，求解周期Lyapunov微分方程： W{t) = w{i)A1 + a w{t) + r(/W(n - r{i)r 1 {i)r 1 (/) 的唯一周期正定解w(t);其中A为系统状态矩阵，B(t)为输入矩阵；R(t)为加权正定 对称周期矩阵； 步骤三、根据周期正定解W(t)计算P(t) 得到周期Riccati微分方程的极大 周期对称解P(t): -P{t) = A'P(I)+P(I)A + r(i)i\i)-P(i)B(i)R '{t)B'{i)P{t) 其中，A为系统状态矩阵，B(t)为输入矩阵；R(t)为加权正定对称周期矩阵； 步骤四、根据极大周期对称解P(t)设计状态反馈控制器，反馈增益K(t)为： K(t) = -R_1(t)BT(t)P(t) 由此得到磁控偏置动量卫星姿态稳定控制系统的状态反馈控制器u(t) =K(t)x(t); 步骤五、根据步骤一建立的磁控偏置动量卫星的线性化动力学模型和步骤四得到的状 态反馈控制器建立闭环系统々(0 = + 以及初始状态变量X (X),检验闭环系 统对应的控制力矩的幅值是否满足设计要求，不满足设计要求则返回步骤二，重新选择设 计参数γ，其中设计要求为磁力矩控制器所需的最大控制力矩不超过磁力矩控制器能够提 供的最大控制力矩；即完成了一种基于周期Lyapunov方程的磁控偏置动量卫星的姿态控 制方法。2. 根据权利要求1所述一种基于周期Lyapunov方程的磁控偏置动量卫星的姿态控制 方法，其特征在于：步骤一中以卫星质心为原点〇建立卫星本体坐标系，将x、y和ζ轴固定 在卫星本体上，根据ω χ、ω y、ω z建立磁控偏置动量卫星的线性化动力学模型即偏置动量卫 星姿态动力学方程具体过程为： 1 ?+ ωχ(Ιco+ h) ^ -h + T 式中，ω = [ωχ c〇y ωζ]τ为卫星本体坐标系相对地心惯量坐标系的转动角速度，汾 为卫星本体坐标系相对地心惯量坐标系的转动角变化速率，ωχ、coy、〇^为卫星本体坐标 系相对地心惯量坐标系的转动角速度在卫星本体坐标系下沿X、y、ζ三轴的转动角速度 分量；h为飞轮转动部分相对卫星本体的角动量；A为偏置动量轮对卫星的控制力矩；I = diag(Ix，Iy，Iz)为卫星的惯性张量矩阵；Ix为卫星绕本体坐标X轴的转动惯量；I y为卫星绕 本体坐标y轴的转动惯量；IZ为卫星绕本体坐标ζ轴的转动惯量；T卫星姿态外力矩，针对 磁控偏置动量卫星的偏置动量轮装在卫星的俯仰轴负方向上，故 h = [0 -hy 0]τ 其中，hy为卫星俯仰轴偏置动量； 设卫星本体坐标系相对于轨道坐标系的转速为(扒，轨道坐标系在空间的转速为 (0,-(^,0);卫星在空间中的转速ω在卫星坐标系中表示为：其中，ω〇为轨道速率；Ψ为卫星本体坐标系相对于轨道坐标系偏航角；0为卫星本体 坐标系相对于轨道坐标系俯仰角；Ρ为卫星本体坐标系相对于轨道坐标系滚转角；少滚转 角变化速率，少俯仰角变化速率，#为偏航角变化速率，当卫星轨道高...
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