[发明专利]一种姿态控制方法

权利要求书

1.一种姿态控制方法，其特征在于，包含以下过程：

采用秒脉冲信号对影响卫星姿态精度的星上时间进行有效性判断和误差修正；

实时对卫星姿态测量用的星敏感器误差进行修正；

利用动力学耦合关系对斜飞卫星的重力梯度干扰力矩进行补偿；

在姿态控制过程中利用输入成型控制方法对卫星挠性进行抑制；

采用位置速度双回路和位置修正回路增加角速度前馈指令的姿态控制律实现对卫星姿态导引控制；

采用饱和滑模变结构控制算法实现大惯量卫星的快速姿态机动。

2.如权利要求1所述一种姿态控制方法，其特征在于，所述对影响卫星姿态精度的星上时间的误差修正进一步包含：星敏感器曝光时刻、陀螺角速度积分时间、飞轮转速指令发送时刻、推力器喷气指令发送时刻和轨道参数的准确的时间分别为控制计算机根据高精度秒脉冲信号计算的时间偏差与各自对应的未校准时的时间之和。

3.如权利要求1所述一种姿态控制方法，其特征在于，

所述对星敏感器的误差修正：

θ＝θ₁-Δθ₁-Δθ₂-Δθ₃-Δθ₄

式中，θ为卫星目标姿态，θ₁为星敏感器输出姿态，Δθ₁为预估卫星在轨的安装偏差，Δθ₂为其它星敏感器的常值偏差，Δθ₃为各个星敏感器热变形偏差，Δθ₄为各个星敏感器指向与该指向的偏差。

4.如权利要求1所述一种姿态控制方法，其特征在于，所述对斜飞卫星的重力梯度干扰力矩进行补偿进一步包含：

根据斜飞卫星在滚动方向的重力梯度干扰力矩，计算偏航轴方向角动量

hz＝-T_dx/w₀

式中，hz为卫星偏航方向角动量(单位Nms)，T_dx为滚动方向重力梯度干扰力矩(单位Nm)，w₀为卫星轨道角速度(单位rad/s)。

5.如权利要求1所述一种姿态控制方法，其特征在于，所述成型控制方法包含以下过程：含有挠性附件的卫星姿态运动状态方程为：

式中，0为对应维数的零矩阵，E为对应维数的单位矩阵，I_c＝I-Brot·Brot^T，H＝(E-Brot^TI^-1Brot)^-1，

Brot为挠性附件的耦合系数矩阵，ω_c是以各阶挠性振动频率为元素的对角阵，ξ_c为以各阶挠性振动的阻尼比组成的对角阵，η_i为第i个挠性附件振动模态， 为第i个挠性附件振动模态振动速度，I为挠性卫星转动惯量，I_c为卫星中心刚体转动惯量，q₀为姿态四元数标量，E₃为3阶单位矩阵，q_v为姿态四元数矢量部分，为卫星惯性角速度，x为卫星姿态运动状态变量，q^#表示运动学算子符号；

简化姿态运动特征方程：

姿态运动特征值：

输入成型器的最小脉冲个数K和T：

式中，ξ为阻尼比，ω_n为等效的振动频率，i为虚数符号；

在控制器中加入角加速度输入成型项，补偿模型简化误差的振动影响，得到控制器u_c：

式中，Shaper表示输入成型器，K_p表示比例控制系数，q_vd表示目标四元数矢量部分，K_d表示微分控制系数，ω_d表示目标姿态角速度，e₀表示初始姿态到目标姿态对应的欧拉轴，q_v0表示初始姿态四元数矢量部分，表示初始姿态角速度，a_d表示目标姿态角加速度。