一种姿态控制与姿态测量分时复用的航天器姿态控制方法技术

本发明专利技术提供一种姿态控制与姿态测量分时复用的航天器姿态控制方法，属于航天器控制技术领域。本发明专利技术首先设定航天器姿态闭环控制采样周期，并将单位航天器姿态闭环控制采样周期划分为姿态测量分时时间区间和姿态控制分时时间区间；然后在姿态控制分时时间区间内进行执行器力矩指令规划；利用冲量等效原理确定力矩指令规划后的力矩指令；最后设计姿态控制器实现分时后的航天器姿态闭环控制。本发明专利技术解决了现有执行器与敏感器之间的耦合影响，导致航天器姿态控制精度降低的问题。本发明专利技术可用于航天器姿态控制。

【技术实现步骤摘要】
一种姿态控制与姿态测量分时复用的航天器姿态控制方法
本专利技术涉及一种分时复用的航天器姿态控制方法，属于航天器控制

技术介绍
航天器姿态控制与测量系统为航天器导航、制导与控制领域不可或缺的组成部分。航天器的姿态控制主要由相应的执行器提供控制力矩实现，而航天器姿态测量则是通过相应的敏感器实现的；目前，磁力矩器为航天器执行器的一种典型代表之一，而磁强计则为航天器领域常用的姿态测量装置；但是，在航天器的应用中，若磁力矩器与磁强计分别作为执行器与敏感器同时安装于航天器，则会导致：二者同时开启时，磁力矩器产生的磁场对磁强计地磁测量精度产生很大影响；此外，诸如陀螺飞轮、磁悬浮控制力矩陀螺等同时具有执行器和敏感器功能的星载机械陀螺，当它们实现执行器功能时，根据陀螺进动原理，陀螺转子需要提供倾侧角速度，但是，很难设计相应的传感器对转子的倾侧角速度实现精确测量，这就导致了在工程上陀螺飞轮或磁悬浮控制力矩陀螺此类装置难以实现航天器姿态角速度的测量功能。由上可知，航天器执行器与敏感器之间存在耦合影响，会导致航天器姿态控制精度降低。
技术实现思路
本专利技术为解决现有执行器与敏感器之间的耦合影响，导致航天器姿态控制精度降低的问题，提供了一种姿态控制与姿态测量分时复用的航天器姿态控制方法。本专利技术所述一种姿态控制与姿态测量分时复用的航天器姿态控制方法，通过以下技术方案实现：步骤一、设定航天器姿态闭环控制采样周期，并将单位航天器姿态闭环控制采样周期划分为姿态测量分时时间区间和姿态控制分时时间区间；步骤二、在姿态控制分时时间区间内进行执行器力矩指令规划；步骤三、利用冲量等效原理确定力矩指令规划后的力矩指令；步骤四、设计姿态控制器实现分时后的航天器姿态闭环控制。最为对上述技术方案的进一步阐述：进一步的，步骤二中所述执行器力矩指令规划具体包括：在姿态控制分时时间区间内采用梯形指令规划，将姿态控制分时时间区间(ts,tk]依次分为力矩上升段力矩平稳段及力矩下降段力矩上升段、力矩平稳段及力矩下降段的时长均为1/3姿态控制分时时间区间，规划后的力矩指令如下式(1)所示：其中，T(t)表示t时刻执行器力矩指令；tk-1和tk分别为第k个航天器姿态闭环控制采样周期(tk-1,tk]的开始时刻和结束时刻；(tk-1,ts]为姿态测量分时时间区间，ts为姿态测量分时时间区间的结束时刻；为力矩上升段的结束时刻，为力矩平稳段的结束时刻。进一步的，步骤三中所述矩指令规划后的力矩指令的确定具体包括：在单位航天器姿态闭环控制采样周期内，利用冲量等效原理建立如下式(2)：其中，Tb'为分时复用前单位采样周期内姿态控制器提供的控制力矩；结合式(1)、式(2)，整理后得到：其中，Tb为指令规划后力矩平稳段的力矩指令。进一步的，步骤四中所述姿态控制器的设计具体为：所述姿态控制器采用PD控制器；依赖航天器闭环控制稳定性分析，设计三轴闭环控制的PD控制器，如下式：其中，Tbx、Tby、Tbz分别为Tb在X轴、Y轴、Z轴方向的分量；Kpx为X方向PD控制器的比例参数、Kpy为Y方向PD控制器的比例参数、Kpz为Z方向PD控制器的比例参数；Kdx为X方向PD控制器的微分参数，Kdy为Y方向PD控制器的微分参数，Kdz为Z方向PD控制器的微分参数；θ、ψ分别为航天器在X轴、Y轴、Z轴方向的姿态角；分别为θ、ψ的导数。本专利技术最为突出的特点和显著的有益效果是：本专利技术所涉及的一种姿态控制与姿态测量分时复用的航天器姿态控制方法，依据冲量等效原理，通过指令规划消除航天器执行器与敏感器之间的耦合影响，提升航天器姿态控制性能，具有以下优点：1、消除了航天器执行器与敏感器功能的相互耦合，有利于提升航天器的姿态测量与控制精度；仿真实验中本专利技术方法的姿态角速度跟踪精度可达10-7rad/s。2、与航天器执行器与敏感器功能同时实现相比，分时实现有利于降低航天器的能量损耗，且可提高航天器姿态控制系统的容错性能。附图说明图1为姿态控制与姿态测量(执行器与敏感器)分时的工作状态示意图；图2为本专利技术中航天器姿态闭环控制示意图；图3为力矩指令规划示意图；图4为实施例中航天器姿态四元数中q1响应曲线；图5为实施例中航天器姿态四元数中q2响应曲线；图6为实施例中航天器姿态四元数中q3响应曲线；图7为实施例中航天器姿态四元数中q4响应曲线；图8为实施例中航天器姿态角速度响应曲线，其中，ωbx、ωby、ωbz分别为航天器姿态角速度在X轴、Y轴、Z轴方向的分量；图9为实施例中航天器姿态角速度分时测量曲线；图10为航天器力矩指令Tb在X轴方向的分量随时间变化曲线图；图11为航天器力矩指令Tb在Y轴方向的分量随时间变化曲线图；图12为航天器力矩指令Tb在Z轴方向的分量随时间变化曲线图。具体实施方式具体实施方式一：结合图1、图2对本实施方式进行说明，本实施方式给出的一种姿态控制与姿态测量分时复用的航天器姿态控制方法，具体包括以下步骤：步骤一、设定航天器姿态闭环控制采样周期，并将单位航天器姿态闭环控制采样周期划分为姿态测量分时时间区间和姿态控制分时时间区间；如图1所示。步骤二、在姿态控制分时时间区间内进行执行器力矩指令规划；此处的力矩指令规划方式可以采用梯形指令规划、矩形指令规划、三角形指令规划、“s”型指令规划等；步骤三、利用冲量等效原理确定力矩指令规划后的力矩指令；步骤四、设计姿态控制器实现分时后的航天器姿态闭环控制；这里的姿态控制可以采用PD控制方法、PID控制方法、非线性姿态控制方法等。如图2所示，本实施方式与传统的航天器闭环控制系统不同的是，执行器和敏感器分时后的航天器闭环控制系统中，执行器与敏感器不再同时实现各自的力矩输出和姿态测量功能，而是在一个采样周期内分时实现，且在姿态控制器及保持器模块后添加了力矩指令规划模块，有利于根据执行器的工作特点，进行合理的输入指令规划。具体实施方式二：本实施方式与具体实施方式一不同的是，步骤二中所述执行器力矩指令规划具体包括：本实施方式在姿态控制分时时间区间内采用梯形指令规划，将姿态控制分时时间区间(ts,tk]依次分为力矩上升段力矩平稳段及力矩下降段力矩上升段、力矩平稳段及力矩下降段的时长均为1/3姿态控制分时时间区间，规划后的力矩指令如下式(1)所示：其中，T(t)表示t时刻执行器力矩指令；tk-1和tk分别为第k个航天器姿态闭环控制采样周期(tk-1,tk]的开始时刻和结束时刻(tk-1也是第k-1个航天器姿态闭环控制采样周期的结束时刻)；(tk-1,ts]为姿态测量分时时间区间，ts为姿态测量分时时间区间的结束时刻；为力矩上升段的结束时刻，为力矩平稳段的结束时刻。图3中阴影区域面积表示传统方法不考虑分时复用的采样周期内力矩指令冲量大小，对应的力矩为T′b；虚线梯形面积表示采用本实施方式分时复用航天器姿态控制方法的采样周期内的力矩冲量大小，对应的最大力矩(力矩平稳段)为Tb；Tmax为执行器最大力矩输出能力，故有：Tb,T′b≤Tmax。其他步骤及参数与具体实施方式一相同。具体实施方式三：本实施方式与具体实施方式二不同的是，步骤三中所述矩指令规划后的力矩指令的确定具体包括：在单位航天器姿态闭环控制采样周期内，为保证力矩指令规划前后冲量等效，利用冲量等效原理可建立如本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种姿态控制与姿态测量分时复用的航天器姿态控制方法，其特征在于，所述方法具体包括以下步骤：步骤一、设定航天器姿态闭环控制采样周期，并将单位航天器姿态闭环控制采样周期划分为姿态测量分时时间区间和姿态控制分时时间区间；步骤二、在姿态控制分时时间区间内进行执行器力矩指令规划；步骤三、利用冲量等效原理确定力矩指令规划后的力矩指令；步骤四、设计姿态控制器实现分时后的航天器姿态闭环控制。

【技术特征摘要】
1.一种姿态控制与姿态测量分时复用的航天器姿态控制方法，其特征在于，所述方法具体包括以下步骤：步骤一、设定航天器姿态闭环控制采样周期，并将单位航天器姿态闭环控制采样周期划分为姿态测量分时时间区间和姿态控制分时时间区间；步骤二、在姿态控制分时时间区间内进行执行器力矩指令规划；步骤三、利用冲量等效原理确定力矩指令规划后的力矩指令；步骤四、设计姿态控制器实现分时后的航天器姿态闭环控制。2.根据权利要求1所述一种姿态控制与姿态测量分时复用的航天器姿态控制方法，其特征在于，步骤二中所述执行器力矩指令规划具体包括：在姿态控制分时时间区间内采用梯形指令规划，将姿态控制分时时间区间(ts,tk]依次分为力矩上升段力矩平稳段及力矩下降段力矩上升段、力矩平稳段及力矩下降段的时长均为1/3姿态控制分时时间区间，规划后的力矩指令如下式(1)所示：其中，T(t)表示t时刻执行器力矩指令；tk-1和tk分别为第k个航天器姿态闭环控制采样周期(tk-1,tk]的开始时刻和结束时刻；(tk-1,ts]为姿态测量分时时间区间，ts为姿态测量分时时间区间的结束时刻；为力矩上升段的...

【专利技术属性】
技术研发人员：赵辉，刘晓坤，陈松林，姚郁，
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