[发明专利]一种星体/载荷二级复合高精度姿态控制方法

说明书

本发明公开了一种星体/载荷二级复合高精度姿态控制方法，适用于兼具有高精度指向控制需求与敏捷机动要求的航天器姿态控制领域。所述高精度姿态控制方法基于星体/载荷二级复合系统展开研究，在建立卫星轨道动力学模型进而获取卫星位置信息后；对卫星间相对位置进行估计，进而解算出实现指向时追踪卫星的期望姿态；然后，针对星体一级系统设计了PID控制器，实现大角度快速机动；针对载荷FSM二级系统设计了有限时间控制器，以在有限时间内实现高精度指向控制。采用本发明的姿态控制方法，可以在保证收敛时间的同时实现毫角秒级控制精度。所述方法可以实现对目标卫星的高精度指向控制，为未来空间中动目标指向任务的开展提供可行的技术解决途径。

技术领域

本发明属于航天器姿态控制领域，特别涉及一种星体/载荷二级复合高精度姿态控制方法。

背景技术

随着各国对空间利用需求的不断提升，激光通信、跟踪监视等空间动目标指向任务对航天器指向精度、指向稳定度、敏捷机动能力的要求越来越高。其中，实现卫星高精度指向控制是关键技术之一。现有的卫星姿态控制方法，仅能实现角秒级指向控制，难以满足空间动目标指向任务对指向精度的需求。

现有的卫星姿态控制方法存在以下不足：

1、基于卫星单级系统进行指向控制，无法满足指向控制时的高精度需求

现有的卫星单级系统，仅基于卫星平台一级系统进行卫星姿态测量和指向控制，受限于星本体自身微振动、敏感器测量带宽、执行机构输出带宽等因素，仅能实现角秒级指向控制，无法满足空间动目标指向任务对毫角秒级甚至更高指向控制精度的需求。

2、姿态控制器是渐近稳定的，无法满足指向控制时的快速性需求

现有的姿态控制器多基于渐近稳定控制理论设计，而渐近稳定控制方法的收敛时间理论上是无限的，这意味着航天器姿态需要较长时间才能达到稳定，实现既定指向。但是，与常规的姿态稳定控制不同，对目标卫星进行指向跟踪时，其窗口时间较短，因此要求控制器具有快速响应能力。此时，基于渐近稳定理论设计的控制器无法满足指向控制时快速性的需求。

发明内容

本发明要解决的技术问题是提出一种新的星体/载荷二级复合高精度姿态控制方法。

本发明要解决的技术问题还在于提出一种至少部分地克服现有技术的缺陷的的星体/载荷二级复合高精度姿态控制方法。

本发明要解决的技术问题还在于提出一种星体/载荷二级复合高精度姿态控制方法，提高指向控制时的精度。

本发明要解决的技术问题还在于提出一种星体/载荷二级复合高精度姿态控制方法，能够实现快速实现指向控制。

更具体地，根据本发明的星体/载荷二级复合高精度姿态控制方法，在建立卫星间相对位姿估计模型的基础上，通过星体平台一级姿态控制和基于快反镜(fine steeringmirror,FSM)的载荷光轴二级指向控制的复合控制方案，提高载荷光轴指向控制精度。

本发明的技术解决方案是：一种星体/载荷二级复合高精度姿态控制方法，包括如下步骤：

(1)建立卫星轨道动力学模型为：

其中，μ(μ＝GM)表示地心引力常数，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，是运动天体在该坐标系中的位置矢量。

这里，m表示“米”，s表示“秒”，m³/s²表示地心引力常数的单位。

(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：