[发明专利]一种姿态控制方法

说明书

技术领域

本发明涉及卫星姿态控制领域，特别涉及一种大惯量大挠性斜飞卫星快速姿态机动和高精度高稳定度姿态控制方法。

背景技术

为了满足高分辨率卫星的成像需求，需要实现卫星的高精度高稳定度姿态控制；为了提高卫星的使用效率，需要实现卫星的快速姿态机动。以合成孔径雷达成像卫星为例，由于其具有太阳电池阵大、天线大和卫星斜飞的特点，使得卫星惯量大、挠性大、重力梯度干扰力矩大。这给卫星的快速姿态机动和高精度高稳定度姿态控制带来了很大的困难，常规的解决办法是选用测量精度高的姿态敏感器、选用输出力矩大的执行机构。这对姿态敏感器和执行机构的设计提出了很高的要求，也大大增加了卫星硬件的研制成本。

发明内容

本发明目的是提供一种姿态控制方法，采用秒脉冲信号对影响卫星姿态精度的星上时间进行对准、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高精度高稳定度姿态导引控制、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，最终实现大惯量大挠性斜飞卫星快速姿态机动和高精度高稳定度姿态控制的目的。

为了实现上述目的，本发明通过以下技术方案实现：

一种姿态控制方法，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。

优选地，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。

优选地，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。

优选地，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)。

优选地，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，

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。

简化的姿态运动特征方程为

计算所述简化的姿态运动特征方程得到姿态运动特征值

得到姿态运动特征值

输入成型器的最小脉冲个数K和T：