本发明专利技术公开了一种用于卫星快速姿态机动的饱和滑模变结构控制方法，步骤1：获取卫星的当前姿态，并得出卫星的当前姿态相对于目标姿态的姿态误差；步骤2：确定带宽、阻尼系数、执行机构最大力矩、力矩调节系数、挠性附件的基频，计算卫星快速姿态机动的控制参数；步骤3：计算卫星滚动方向的饱和滑模面，计算俯仰和偏航方向线性滑模面；步骤4：计算得到控制力矩；步骤5：由步骤4所述的控制力矩获得对应执行机构的控制指令，并将指令发送到对应的执行机构，控制该执行机构对卫星姿态进行快速机动。本发明专利技术所述的方法简单可靠，运算量小，能够实现卫星的快速机动和快速稳定，使姿态机动的时间缩短，与其他的方法比较优势明显。
【技术实现步骤摘要】
【专利摘要】本专利技术公开了，步骤1：获取卫星的当前姿态，并得出卫星的当前姿态相对于目标姿态的姿态误差；步骤2：确定带宽、阻尼系数、执行机构最大力矩、力矩调节系数、挠性附件的基频，计算卫星快速姿态机动的控制参数；步骤3：计算卫星滚动方向的饱和滑模面，计算俯仰和偏航方向线性滑模面；步骤4：计算得到控制力矩；步骤5：由步骤4所述的控制力矩获得对应执行机构的控制指令，并将指令发送到对应的执行机构，控制该执行机构对卫星姿态进行快速机动。本专利技术所述的方法简单可靠，运算量小，能够实现卫星的快速机动和快速稳定，使姿态机动的时间缩短，与其他的方法比较优势明显。【专利说明】
本专利技术涉及一种卫星姿态控制方法，特别涉及。
技术介绍
随着卫星用户要求的提高，很多卫星为了缩短重访周期，要求姿控系统不仅能够实现高精度高稳定度控制，还要具有快速姿态机动的能力。在卫星姿态机动过程中，卫星的加速、匀速、减速段基本上取决于执行机构的能力，与算法关系不大；但是在快速稳定阶段收敛稳定的快速性则完全取决于算法，现有技术中，算法并不可靠，运算量过大，导致卫星的姿态机动速度较慢且可靠性不高。
技术实现思路
本专利技术的目的是提供，简单可靠，运算量小，能够实现卫星的快速机动和快速稳定，使姿态机动的时间缩短，与其他的方法比较优势明显。为了实现以上目的，本专利技术是通过以下技术方案实现的: ，包含如下步骤: 步骤1:通过姿态测量，获取卫星的当前姿态，并得出卫星的当前姿态相对于目标姿态的姿态误差； 步骤2:确定带宽、阻尼系数，以及执行机构最大力矩、力矩调节系数、挠性附件的基频，计算卫星快速姿态机动的控制参数； 步骤3:计算卫星滚动方向的饱和滑模面，计算俯仰和偏航方向线性滑模面； 步骤4:根据步骤广3的计算结果，计算得到控制力矩； 步骤5:由步骤4所述的控制力矩获得对应执行机构的控制指令，并将指令发送到对应的执行机构，控制该执行机构对卫星姿态进行快速机动。所述的步骤I的子步骤为: 步骤1.1:通过陀螺组合测量卫星惯性角速度信息，通过星敏感器测量计算得到卫星相对轨道系的姿态四元数； 步骤1.2:根据步骤1.1所测得的信息，计算卫星的当前姿态相对目标姿态的姿态角误差和姿态角速度误差。所述的步骤2的控制参数包含:边界层厚度和滑模面系数。所述的步骤2中带宽为挠性附件的基频的1/10。所述的挠性附件为卫星的太阳帆板。所述的步骤4中计算得到控制力矩的方法为:根据卫星的姿态角速度误差与阈值比较，根据滑模面大小与边界层大小比较，采用饱和函数代替符号函数的方法计算得出控制力矩。所述的步骤5中的执行机构为飞轮或单框架控制力矩陀螺群。本专利技术与现有技术相比，具有以下优点: 简单可靠，运算量小，能够实现卫星的快速机动和快速稳定，使姿态机动的时间缩短，与其他的方法比较优势明显。【专利附图】【附图说明】图1为本专利技术的流程图。【具体实施方式】以下结合附图，通过详细说明一个较佳的具体实施例，对本专利技术做进一步阐述。如图1所示，，包含如下步骤: 步骤1:通过姿态测量，获取卫星的当前姿态，并得出卫星的当前姿态相对于目标姿态的姿态误差；其中: 步骤1.1:通过陀螺组合测量卫星惯性角速度信息，通过星敏感器测量计算得到卫星相对轨道系的姿态四元数。卫星相对与目标姿态的姿态角误差:A = (1 ? L ,其中?是通过星敏感器测量计算得到的星体相对轨道系的姿态四元数；办=[0 O O if,是期望的目标四元数。步骤1.2:根据步骤1.1所测得的信息，计算卫星的当前姿态相对目标姿态的姿态角误差和姿态角速度误差。将转换成姿态矩阵=+其中，毛是qe的矢量部分，α是I'的斜对称矩阵，【权利要求】1.，其特征在于，包含如下步骤: 步骤1:通过姿态测量，获取卫星的当前姿态，并得出卫星的当前姿态相对于目标姿态的姿态误差； 步骤2:确定带宽、阻尼系数，以及执行机构最大力矩、力矩调节系数、挠性附件的基频，计算卫星快速姿态机动的控制参数； 步骤3:计算卫星滚动方向的饱和滑模面，计算俯仰和偏航方向线性滑模面； 步骤4:根据步骤广3的计算结果，计算得到控制力矩； 步骤5:由步骤4所述的控制力矩获得对应执行机构的控制指令，并将指令发送到对应的执行机构，控制该执行机构对卫星姿态进行快速机动。2.如权利要求1所述的用于卫星快速姿态机动的饱和滑模变结构控制方法，其特征在于，所述的步骤I的子步骤为: 步骤1.1:通过陀螺组合测量卫星惯性角速度信息，通过星敏感器测量计算得到卫星相对轨道系的姿态四元数； 步骤1.2:根据步骤1.1所测得的信息，计算卫星的当前姿态相对目标姿态的姿态角误差和姿态角速度误差。3.如权利要求2所述的用于卫星快速姿态机动的饱和滑模变结构控制方法，其特征在于，所述的步骤2的控制参数包含:边界层厚度和滑模面系数。4.如权利要求2所述的用于卫星快速姿态机动的饱和滑模变结构控制方法，其特征在于，所述的步骤2中带宽为挠性附件的基频的1/10。5.如权利要求4所述的用于卫星快速姿态机动的饱和滑模变结构控制方法，其特征在于，所述的挠性附件为卫星的太阳帆板。6.如权利要求3所述的用于卫星快速姿态机动的饱和滑模变结构控制方法，其特征在于，所述的步骤5中计算得到控制力矩的方法为:根据卫星的姿态角速度误差与阈值比较，根据滑模面大小与边界层大小比较，采用饱和函数代替符号函数的方法计算得出控制力矩。7.如权利要求1或6所述的用于卫星快速姿态机动的饱和滑模变结构控制方法，其特征在于，所述的步骤5中的执行机构为飞轮或单框架控制力矩陀螺群。【文档编号】B64G1/24GK103708044SQ201310648061【公开日】2014年4月9日 申请日期:2013年12月6日 优先权日:2013年12月6日 【专利技术者】钟超, 吴敬玉, 王新, 郭思岩, 秦捷, 张增安, 陈秀梅 申请人:上海新跃仪表厂本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种用于卫星快速姿态机动的饱和滑模变结构控制方法，其特征在于，包含如下步骤：步骤1：通过姿态测量，获取卫星的当前姿态，并得出卫星的当前姿态相对于目标姿态的姿态误差；步骤2：确定带宽、阻尼系数，以及执行机构最大力矩、力矩调节系数、挠性附件的基频，计算卫星快速姿态机动的控制参数；步骤3：计算卫星滚动方向的饱和滑模面，计算俯仰和偏航方向线性滑模面；步骤4：根据步骤1~3的计算结果，计算得到控制力矩；步骤5：由步骤4所述的控制力矩获得对应执行机构的控制指令，并将指令发送到对应的执行机构，控制该执行机构对卫星姿态进行快速机动。
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：钟超，吴敬玉，王新，郭思岩，秦捷，张增安，陈秀梅，
申请(专利权)人：上海新跃仪表厂，
类型：发明
国别省市：
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