[发明专利]一种多约束条件下航天器姿态控制方法

权利要求书

1.一种多约束条件下航天器姿态控制方法，其特征在于所述航天器包括俯仰、偏航、滚转三个姿态控制通道，每个姿态控制通道分别对应一组固体发动机阵列进行姿态控制,固体发动机阵列包括多个相同的固体发动机，固体发动机按行和列均匀排列成方阵；每个固体发动机只能使用一次，且每个固体发动机点火产生的力及开机时间固定；该方法包括如下步骤：

(1)、根据航天器当前时刻俯仰轴、偏航轴、滚转轴的姿态误差，计算航天器俯仰轴姿态控制通道、偏航轴姿态控制通道、滚转轴姿态控制通道期望的冲量矩；

(2)、分别判断航天器俯仰轴姿态控制通道、偏航轴姿态控制通道、滚转轴姿态控制通道期望的冲量矩大小，如果期望的冲量矩大于预设冲量矩门限值，则认为该期望的冲量矩对应的姿态控制通道需要进行姿态控制，进入步骤(3)；

(3)、根据每个固体发动机阵列的安装位置，按照每个固体发动机阵列与各个姿态控制通道之间的对应关系和需要进行调节的姿态控制通道对应的期望的冲量矩，确定所需要点火的固体发动机阵列；

(4)、遍历需要点火的固体发动机阵列中未点过火的固体发动机，从中选择出适合的固体发动机点火，使之所提供的冲量矩与期望的冲量矩最接近；

所述俯仰姿态控制通道和偏航姿态控制通道各配置4个固体发动机阵列，以垂直于滚转轴的平面为对称面对称安装在航天器两侧；俯仰姿态控制通道任意一侧的两个固体发动机阵列分别位于俯仰轴两侧，且4个固体发动机阵列中线均与偏航轴重合，滚转轴正方向那侧位于偏航轴正方向的固体发动机阵列与滚转轴负方向那侧位于偏航轴负方向的固体发动机阵列所产生的推力用于俯仰轴正方向控制；滚转轴正方向那侧位于偏航轴负方向的固体发动机阵列与滚转轴负方向那侧位于偏航轴正方向的固体发动机阵列所产生的推力用于俯仰轴负方向控制；

偏航姿态控制通道任意一侧的两个固体发动机阵列分别位于偏航轴两侧，且4个固体发动机阵列中线均与俯仰轴重合，滚转轴正方向那侧位于俯仰轴负方向的固体发动机阵列与滚转轴负方向那侧位于俯仰轴正方向的固体发动机阵列所产生的推力用于偏航轴正方向控制；滚转轴正方向那侧位于俯仰轴正方向的固体发动机阵列与滚转轴负方向那侧位于俯仰轴负方向的固体发动机阵列所产生的推力用于偏航轴负方向控制；

对于所述俯仰姿态控制通道或者偏航姿态控制通道，遍历方法选取固体发动机开机的方法如下：

(4.1a)、遍历所选取的固体发动机阵列中线上未点过火的发动机，依次计算各个发动机开机所产生的冲量矩，与俯仰姿态控制通道或者偏航姿态控制通道期望的冲量矩进行对比，选取所产生冲量矩与对应姿态控制通道期望冲量矩最接近的发动机所产生的冲量矩，记为第一冲量矩；

(4.2a)、遍历所选取的固体发动机阵列中线为轴对称的未点过火的两个对称发动机，计算该两个对称发动机对偶开机所产生的冲量矩，选取所产生冲量矩与对应姿态控制通道期望冲量矩最接近的两个对称发动机对所产生的冲量矩，记为第二冲量矩；

(4.3a)、将第一冲量矩和第二冲量矩与对应姿态控制通道期望冲量矩进行对比，若第一冲量矩更接近期望冲量矩，则选择第一冲量矩对应的发动机点火进行姿态控制，若第二冲量矩更接近期望冲量矩，则选择第二冲量矩对应的两个对称发动机点火进行姿态控制；

(5)、重复(2)-(4)的步骤，直至航天器俯仰轴、偏航轴、滚转轴期望的冲量矩均小于预设的冲量矩门限值。

2.根据权利要求1所述的一种多约束条件下航天器姿态控制方法，其特征在于所述步骤(2)的具体计算步骤如下：

(2.1)、获取航天器期望的俯仰角、偏航角及滚转角，航天器当前的俯仰角、偏航角、滚转角、滚转角速率、俯仰角速率和偏航角速率；

(2.2)、根据步骤(2)获取的航天器期望的俯仰角、偏航角及滚转角，航天器当前的俯仰角、偏航角、滚转角、滚转角速率、俯仰角速率和偏航角速率，计算俯仰轴姿态控制通道、偏航轴姿态控制通道、滚转轴姿态控制通道期望的冲量矩。