[发明专利]考虑反作用飞轮特性及功率受限的航天器姿态控制方法

说明书

本发明公开了一种考虑反作用飞轮特性及功率受限的航天器姿态控制方法，包括以下步骤：建立四元数描述方式下的航天器运动学和动力学模型；建立航天器体装式太阳能帆板输出功率与太阳入射角的关系；考虑反作用飞轮特性，建立角动量约束、控制力矩约束以及体装式太阳能帆板故障时反作用飞轮的实际可用功率约束；根据任务需求设计目标性能函数；基于模型预测控制策略完成上述约束条件下的航天器姿态控制任务。本方法能够很好的解决航天器在考虑反作用飞轮特性以及体装式太阳能帆板发生故障时的姿态控制问题，通过对目标函数的设计达到控制精度和能量消耗的综合最优，保证航天器在反作用飞轮特性及功率受限的情况下仍能完成高精度姿态控制任务。

技术领域

本发明属于航天器姿态控制技术领域，具体地涉及一种考虑反作用飞轮特性及功率受限的航天器姿态控制方法，主要应用于考虑太阳入射角变化、飞轮角动量约束、控制力矩约束以及体装式太阳能帆板故障时可用功率受限的航天器姿态控制问题。

背景技术

近年来，随着空间技术的飞速发展以及空间飞行任务越发趋于多样化和复杂化，航天器在轨姿态控制是实现各类包括姿态调整操作的航天器工程任务的重要保证，是一项关键技术。反作用飞轮由于其具有控制力矩精细化且不消耗星上工质的优点，已逐渐成为目前航天器的主要执行机构之一，但却不可忽略其在工作过程中容易出现的角动量饱和以及控制力矩饱和等问题对航天器姿态控制性能产生的影响。其次，对于在轨执行空间任务的航天器而言，其完成科学探测及姿态控制等任务所需的能源均来源于航天器上的太阳能帆板，但复杂的太空环境可能导致太阳能帆板发生故障。同时，考虑到太阳能帆板产生的能源需要供有效负载、姿态控制系统及其他分系统共同使用，航天器所能提供给姿态控制系统使用的功率是有限且变化的，主要与航天器在轨道上所处的空间位置、帆板的太阳入射角以及航天器本体姿态角有关。因此，研究航天器在反作用飞轮特性及功率受限等约束下完成姿态高精度控制的同时满足功率消耗要求并使姿态控制系统消耗的能量尽可能小，从而确保航天器完成科学任务，这将具有一定的工程意义。

针对目前的考虑反作用飞轮特性的航天器姿态控制方法，专利 201610196190.8提出一种针对飞轮饱和及摩擦特性的挠性航天器姿态控制方法，但该方法只考虑了飞轮的控制力矩饱和特性，没有考虑飞轮功率受限问题；同样地，专利201810298997.1提出一种考虑飞轮动态特性的航天器姿态规避的模型预测控制方法，但该方法也只考虑了飞轮的角动量及控制力矩饱和特性，并没有考虑到飞轮可用功率受限的情况，在实际情况中飞轮的实际功率受限将影响航天器的姿态控制性能。

针对目前的考虑反作用飞轮功率的航天器姿态控制问题研究成果，大部分现有的控制策略都是致力于实现反作用飞轮组合在提供姿态控制力矩时的瞬时总功率最优，但忽视了最优瞬时总功率仍大于最小可用功率的情况，在这样的情况下，反作用飞轮组合仍将无法提供所需的控制力矩，进而影响航天器的姿态控制性能。

发明内容

本发明的技术解决问题是：在航天器进行姿态机动的过程中，反作用飞轮的角动量饱和、控制力矩饱和不可忽视，同时航天器体装式太阳能帆板也可能发生故障，从而帆板提供的可用功率是有限的。由于该有限功率需要供有效负载、姿态控制系统及其他分系统共同使用，因此可供姿态控制系统使用的功率仅为故障帆板输出功率中的一小部分。为了确保航天器正常运行，使姿态控制系统在如此小且变化的可用功率要求下，能够完成高精度且低能耗的姿态控制任务。本发明基于模型预测控制策略，提出一种考虑反作用飞轮特性及功率受限的航天器姿态控制方法。该方法能够同时处理多种实际工程约束且其鲁棒性较好，能使航天器在给定功率要求下完成姿态控制任务，并能够根据任务需求设计目标性能函数使得航天器在姿态控制过程中实现控制精度和能量消耗的综合优化。

本发明提供了一种考虑反作用飞轮特性及功率受限的航天器姿态控制方法，包括如下步骤：

S1：针对航天器姿态控制问题，建立四元数描述方式下的航天器姿态运动学和动力学模型，将所述航天器姿态运动学与动力学模型离散化，建立模型预测控制方法的预测模型；