[发明专利]一种星体/载荷二级复合高精度姿态控制方法

权利要求书

1.一种星体/载荷二级复合高精度姿态控制方法，其特征在于，包括如下步骤：

(1)建立卫星轨道动力学模型为：

其中，μ表示地心引力常数，μ＝GM，G是万有引力常数，μ＝3.98603×10¹⁴(m³/s²)，M为中心天体的质量，是应考虑的另外N＝n-1摄动源对应的摄动加速度，是运动天体在坐标系中的位置矢量；

其中，地心惯性坐标系下，假设卫星在初始时刻(t₀)的位置矢量为轨道线速度为

(2)地心惯性坐标系下，获取卫星位置信息，具体为：

获得地心距D_j：

获得轨道线加速度

其中，a_{x_p}、a_{y_p}、a_{z_p}分别为摄动加速度在三坐标轴的分量，μ是中心天体的引力常数，其值为μ＝3.98603×10¹⁴(m³/s²)；

获得轨道线速度

获得位置信息

(3)地心惯性坐标系下，对卫星间相对位置进行估计，具体为：

基于卫星轨道动力学模型，获得追踪卫星与目标卫星的相对位置矢量R_{el_i}，其中，目标卫星设为卫星1，追踪卫星设为卫星2：

基于星载敏感器测量信息，获得卫星间相对位置矢量R_{m_i}：

融合滤波，获得更高精度的轨道信息：

其中，k₁、k₂为权重系数，取值范围0～1；

k为推导迭代系数；

R_{el_i}为地心惯性坐标系下，基于轨道动力学模型获得的卫星2与卫星1的相对矢量；

R_{el_true}为地心惯性坐标系下，卫星2与卫星1的相对矢量真值；

Δρ为R_{el_i}与R_{el_true}的误差，满足R_{el_i}＝R_{el_true}+Δρ；

R_{m_i}为目标卫星与追踪卫星在追踪卫星本体坐标系下的相对位置矢量转换到惯性系下的表达；

为滤波过程中两卫星间相对位置矢量在地心惯性坐标系下的表达；

(4)卫星2期望姿态解算，具体为：

假设指向装置安装于追踪卫星本体坐标系的z轴方向，

地心惯性坐标系下，实现指向时卫星2的三个坐标轴方向向量分别为X_point、Y_point、Z_point，则实现指向时卫星2的期望旋转矩阵为：进而得到卫星2的期望姿态角Q_{2_desire}为：Q_{2_desire}＝Q(C_{2_desire})，其中，Q表示姿态旋转矩阵到姿态四元数的转换矩阵；

追踪卫星本体坐标系下，期望姿态角q_br为：q_br＝C_{b_i}Q_{2_desire}，期望姿态角速度ω_br为：

ω_br为追踪卫星本体坐标系下期望姿态角速度

为追踪卫星本体坐标系下，欧拉角描述形式的期望姿态角

表示对期望姿态角求一阶导数；

(5)设计星体平台一级姿态控制器为：

T_bc表示星体平台姿态控制器；

ω_br为星体的期望角速度，为星体的期望角加速度，Δq_ev为误差四元数q_e的矢量部分，k_bp、k_bd为PD控制器参数；

其中，q_e为期望四元数q_br与星体姿态四元数q_b之差；

(6)设计载荷FSM二级状态反馈控制器为：

T_fc＝T_eq+T_sw

其中，T_sw为切换控制，对系统总扰动具有鲁棒性，λ＞0为控制器的切换增益；T_eq为等效控制，满足θ_fe为FSM误差姿态角，为FSM误差姿态角速度，c为FSM柔性支承与音圈电机的等效阻尼系数，l为FSM音圈电机力作用点到反射镜转轴的距离，K_θ为FSM柔性支承轴向扭转刚度，J为FSM的反射镜和柔性支承结构的等效惯量，m_c为FSM音圈电机动子质量；为扰动力矩上界，系数a,b＞0，2＞γ₂＞1，且γ₁＞γ₂；sgn(·)为符号函数。