异面交叉快变轨道固定时间稳定姿态指向跟踪控制方法技术

异面交叉快变轨道固定时间稳定姿态指向跟踪控制方法，本发明专利技术涉及异面交叉快变轨道稳定姿态指向跟踪控制方法。本发明专利技术为了解决现有技术未考虑航天器的惯量不确定性，依赖于状态初值，无法自由调整收敛时间，以及飞轮在奇异方向产生的补偿力矩需要人为设计的问题。具体是按照以下步骤进行的：步骤一、设追踪星与目标星位于异面交叉轨道上，需要确定期望姿态；步骤二、期望姿态跟踪控制律的设计；步骤三、消除期望姿态跟踪控制律的抖振；步骤四、追踪星与目标星轨道交叉点的期望姿态随追踪星与目标星轨道交叉点间的距离而变化，根据期望姿态跟踪控制律来确定执行机构的配置方案，求解期望姿态控制力矩。本发明专利技术应用于卫星控制领域。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及异面交叉快变轨道稳定姿态指向跟踪控制方法。
技术介绍
1957年，前苏联发射了首颗人造地球卫星，标志着人类对太空的探索历程向前推 进了一大步。现如今，航天技术已成为世界上最引人关注的技术之一，它推动着人类科学技 术的进步，使人类的活动领域由大气层内扩展到宇宙空间。其中，为科学研究、国民经济和 军事服务的各种科学卫星与应用卫星得到很大发展，卫星已应用于生活的各个领域，如气 象卫星、遥感卫星、侦察卫星、导航卫星、地球资源卫星等。而丰富的空间资源也引起各国的 争夺，就像各国对制海权、制空权的争夺一样，空天战将成为未来战争的一种重要模式。所 以，卫星的军事用途显而易见。 激光武器是目前对卫星软打击的最主要手段，星载激光武器由于距离目标较近并 且不需要穿透大气层，只需要很小的功率就可使目标卫星致盲。对目标的跟踪瞄准是激光 武器的关键技术之一，所以要求天基激光武器载体卫星具有高精度姿态指向控制能力；另 外在对目标卫星的观测监视时，也需要观测仪器的观测轴始终精确对准目标卫星，以上都 可归结为姿态指向跟踪控制问题。 近几十年来，滑模变结构控制因其对满足匹配条件的参数摄动和外界干扰具有不 变性，得到了广泛的关注和研究。而终端滑模控制与普通的滑模控制相比，可以是系统在有 限时间内收敛到给定轨迹，具有动态响应速度快、稳态跟踪精度高等特点。 -种基于线性矩阵不等式（LMI)的姿态控制器设计方法。利用非线性H00控制来 处理航天器姿态控制问题，并在R0LSAT-3系统中进行仿真验证，结果误差较小，精度较高。 并且由于该方法基于无源性，所以也同样适用于航天器挠性动态影响问题。并未考虑航天 器的惯量不确定性。 -种自适应滑模控制律。既保证了系统的鲁棒性，又同时将有界干扰力矩和转动 惯量不确定因素的影响考虑进来。由于滑模控制容易滑使系统出现抖振现象，故用双曲正 切函数代替符号函数来克服该问题。但不足的是，该算法收敛时间依赖于状态初值，无法自 由调整收敛时间，因此具有一定的局限性。 单框架控制力矩陀螺与动量轮组成混合执行机构，可以实现力矩的准确输出。利 用奇异值分解，将指令控制力矩按方向分解，奇异方向上的力矩由动量轮来补偿，完成控制 力矩分配后，再分别进行控制力矩陀螺与动量轮的操纵律设计，从而避免奇异问题。但是 该方法既需进行在线实时的奇异值分解运算，并且飞轮在奇异方向产生的补偿力矩需要人 为设计。
技术实现思路
本专利技术的目的为了解决现有技术未考虑航天器的惯量不确定性的问题，依赖于状 态初值，无法自由调整收敛时间的问题，以及飞轮在奇异方向产生的补偿力矩需要人为设 计的问题，而提出了。 上述的专利技术目的是通过以下技术方案实现的： ，其特征在于：异面交叉 快变轨道固定时间稳定姿态指向跟踪控制方法具体是按照以下步骤进行的： 步骤一、设追踪星与目标星位于异面交叉轨道上，追踪星需要自主探测目标星的 位置，需要确定期望姿态； 步骤二、期望姿态跟踪控制律的设计； 步骤三、消除期望姿态跟踪控制律的抖振； 步骤四、追踪星与目标星轨道交叉点的期望姿态随追踪星与目标星轨道交叉点间 的距离而变化，根据期望姿态跟踪控制律来确定执行机构的配置方案，求解期望姿态控制 力矩。 专利技术效果 采用本专利技术的。 (1)本专利技术结合期望姿态跟踪控制律的设计，考虑了航天器的惯性不确定性的问 题，针对较难解决的异面轨道姿态指向问题提出控制算法，具有其实际应用价值。 (2)本专利技术针对异面快变交叉轨道下星间姿态指向跟踪控制问题，设计了一种改 进型非线性终端滑模控制律，该控制律可以实现不依赖系统状态初值，并能自由调整收敛 时间；控制机构方面，选取控制力矩陀螺与飞轮的混合执行机构，既远离奇异点，又可以节 省空间，减小复杂度，适用于卫星姿态指向控制。 (3)本专利技术采用控制机构方面，选取控制力矩陀螺与飞轮的混合执行机构，既远离 奇异点，又可以节省空间，减小复杂度，适用于卫星姿态指向控制。 由于只有异面轨道交叉点附近一小段满足探测距离要求，这时期望姿态往往变化 很快，本专利技术可以进行快速指向，实现有限时间控制。利用滑模变结构的抗扰动特性设计 控制算法，实现高精度姿态跟踪指向。能实现不依赖系统初值调整过渡过程时间，并且可 以自由调整过渡时间。给出一套完整的执行机构选取方案，即反作用飞轮与控制力矩陀螺 (CMG)组合作为控制系统执行机构，用两个平行放置的单框架控制力矩陀螺控制偏航轴，用 两个飞轮分别控制另外两个轴。只用两只陀螺，节约空间，减小复杂度，适用于小型航天器。 不需要对期望姿态欧拉角求二阶导数，消除不必要的精度损失。【附图说明】 图1是本专利技术流程示意图； 图2是卫星姿态描述和欧拉角描述法中1-2-3旋转示意图，xb_yb_z b是卫星本体坐 标系，是卫星的参考坐标系，X' 和X" -y" -Z"是卫星从参考坐标系 到本体坐标系转换过程中的坐标系； 图3是轨道根数中轨道六要素在轨道面中的表示图，i为轨道倾角、Ω为升交点赤 经、ω为近心点角距、Θ为真近角，X为X坐标轴，y为y坐标轴，z为 Z坐标轴； 图4是异面快变交叉轨道中期望姿态坐标系，X为X坐标轴，y为y坐标轴，z为z 坐标轴； 图5是【具体实施方式】五中控制力矩陀螺群（CMGs)在卫星本体坐标系中的安装构 型，hA, h 2为，X为X坐标轴，y为y坐标轴，z为z坐标轴，ο为坐标轴中心； 图6是【具体实施方式】五中力矩模式ro控制器形式图，kp是比例放大系数k d是积 分放大系数，ts为惯性时间常数，I为电路电流，u d为干扰力矩，φ··为期望输入角度，Φ为实 际输出角度，外为期望输入角度，e为角度误差，11#为电机期望输入力矩，s为算子，u w为控 制输出力矩； 图7是姿态运动模型的建立中力矩电机的完整动力学模型图，心为电压比 例系数，BEMF为反电动势，B为电机转子所测量的粘滞阻尼系数（viscosity damping coefficient), ωΜ?为电机旋转部分相对于航天器（卫星）的角速度，V是电机的输入电 压，Rm是电机电枢的阻抗，K M为电机的力矩系数，i M为电机转子和飞轮的总转动惯量，4,为 电机输出力矩，Iw为电机转子和飞轮的总转动惯量，ww为机正向加速度，Iit为电机反向输 出力矩，为电机反向角速度，13为航天器（卫星）的转动惯量，s为算子； 图8是姿态运动模型的建立中力矩指令模式下的力矩电机动力学模型图，T。为初 始力矩，Kt为饱和比例系数，K为电压积分比例系数，s为算子，V m为电机电压，Rm是电机电枢 的阻抗，Km为电机的力矩系数，i M为电机转子和飞轮的总转动惯量，/2,s为电机输出力矩， Iw为电机转子和飞轮的总转动惯量，为电机正向加速度，||为电机反向输出力矩，cos为 电机反向角速度，13为航天器（卫星）的转动惯量，ω 为电机旋转部分相对于航天器（卫 星）的角速度，B为电机转子所测量的粘滞阻尼系数（viscosity damping coefficient), 且阻尼力矩与ωΜ?成正比，Kv为电压比例系数，BEMF为反电动势，current limit为电流 限制，Voltage limit为电压限制； kp是比例放大系数匕是积分放大系数，ts为惯性时间常数，I为电机转本文档来自技高网...

【技术保护点】
异面交叉快变轨道固定时间稳定姿态指向跟踪控制方法，其特征在于：异面交叉快变轨道固定时间稳定姿态指向跟踪控制方法具体是按照以下步骤进行的：步骤一、设追踪星与目标星位于异面交叉轨道上，追踪星需要自主探测目标星的位置，需要确定期望姿态；步骤二、期望姿态跟踪控制律的设计；步骤三、消除期望姿态跟踪控制律的抖振；步骤四、追踪星与目标星轨道交叉点的期望姿态随追踪星与目标星轨道交叉点间的距离而变化，根据期望姿态跟踪控制律来确定执行机构的配置方案，求解期望姿态控制力矩。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：孙延超，马广富，刘昱晗，赵文锐，朱津津，李传江，李卓，
申请(专利权)人：哈尔滨工业大学，
类型：发明
国别省市：黑龙江;23