[发明专利]一种编队控制模式下的卫星姿态控制方法

说明书

一种编队控制模式下的卫星姿态控制方法，在由编队推力器干扰力矩引起的星体三轴角动量的积累值小于等于飞轮可吸收的角动量值时，采用反作用飞轮实现卫星姿态控制，通过反作用飞轮PID控制对编队推力器干扰力矩进行补偿，在由编队推力器干扰力矩引起的星体三轴角动量的积累值大于飞轮可吸收的角动量值时，采用推力器实现卫星姿态控制，通过推力器PD控制对编队推力器干扰力矩进行补偿。本发明实现了满足编队飞行的姿态控制精度和卫星快速姿态稳定控制要求，提高了卫星在轨编队飞行工作寿命和在轨可靠性，减少了卫星编队飞行姿态控制对地面测控资源的依赖。

技术领域

本发明涉及卫星编队控制技术领域，尤其涉及一种编队控制模式下的卫星姿态控制方法。

背景技术

目前，卫星的编队任务大致可以分为合作目标的编队飞行、空间交会对接和空间服务几大类。空间交会对接和空间服务等短期任务性质的卫星编队已实现工程应用，而合作目标卫星编队按构形设计要求长期高可靠飞行尚处于工程研制阶段。

卫星编队飞行控制需要根据任务要求进行构形初始化、构形保持、构形切换、构形重构等编队控制，与传统的单星航天器轨道飞行控制不同，编队卫星除基于精准的绝对轨道测量，同时需根据星间相对运动状态精准测量，采用更精确的推力脉冲控制实现在轨自主运行。

编队卫星长期绕飞，因星上燃料携带资源有限，地面测控站资源受限，卫星编队控制需重点进行可靠性设计，从卫星寿命保证及编队任务需求覆盖等，提高编队卫星在轨自主性水平。编队卫星在轨自主性管理主要反映在两个方面：一个是在轨自主姿态控制，一个是在轨自主轨道控制，而轨道控制必定产生姿态干扰。编队卫星姿态控制，需结合卫星具体编队任务，选择合适的卫星姿态控制执行机构，减小卫星姿态控制长期依靠推力器的依赖，保证卫星在轨运行寿命。

发明内容

本发明提供一种编队控制模式下的卫星姿态控制方法，实现了满足编队飞行的姿态控制精度和卫星快速姿态稳定控制要求，提高了卫星在轨编队飞行工作寿命和在轨可靠性，减少了卫星编队飞行姿态控制对地面测控资源的依赖。

为了达到上述，本发明提供一种编队控制模式下的卫星姿态控制方法，在由编队推力器干扰力矩引起的星体三轴角动量的积累值小于等于飞轮可吸收的角动量值时，采用反作用飞轮实现卫星姿态控制，通过反作用飞轮PID控制对编队推力器干扰力矩进行补偿，在由编队推力器干扰力矩引起的星体三轴角动量的积累值大于飞轮可吸收的角动量值时，采用推力器实现卫星姿态控制，通过推力器PD控制对编队推力器干扰力矩进行补偿。

所述的编队推力器干扰力矩∑ΔM包含因质心变化引起的干扰力矩ΔM1、因编队推力器引起的干扰力矩ΔM2、以及因推力不对称误差引起的干扰力矩ΔM3：∑ΔM＝ΔM1+ΔM2+ΔM3。

因质心变化引起的干扰力矩ΔM1：

展开后为：

其中，质心变化引起的力臂变化为ΔR_i＝[ΔR_x ΔR_y ΔR_z]^T，F为根据编队推力器安装布局对应到等效控制方向的推力大小。

因编队推力器引起的干扰力矩ΔM2：

ΔM2＝R×ΔF；

其中，ΔF为引起作用方向的干扰推力：

F_x的偏斜角为α。

因推力不对称误差引起的干扰力矩ΔM3：

其中，ΔF为不对称推力：

δ为成对工作的推力器推力之差的绝对值与平均推力的百分比。