[发明专利]一种多约束条件下航天器姿态控制方法

说明书

本发明涉及一种多约束条件下航天器姿态控制方法，可应用于基于固体发动机进行姿态控制的航天器姿态控制律实现过程。首先，确定用于姿态控制的固体发动机及所在阵列在航天器本体坐标系中的安装坐标；其次，根据各个轴的姿态误差计算出所需的控制冲量矩；之后，根据固体发动机所能提供冲量固定的方向，判断应点火的固体发动机阵列；最终，通过遍历法选取应点火的固体发动机。本发明方法充分利用了固体发动机的优势，在控制律实现过程中考虑了固体发动机的特点和约束，结合实际情况给出了可行的姿态控制方法。

技术领域

本发明涉及一种多约束条件下航天器姿态控制方法。固体发动机具有质量轻、产生冲量速度快、受环境影响较小等优点，适用于廉价的仅执行一次空间任务的小型航天器使用。本发明方法可用于该类利用固体发动机进行姿态控制的航天器姿态控制律设计。属于航天器姿态控制技术领域。

背景技术

目前，航天器入轨消初偏等模式的姿态控制通常采用喷气方式，这种方式需要航天器携带贮箱对燃料进行储存。这种姿态控制方式虽然已经广泛的应用于实际，但由于燃料及贮箱质量较重，造成航天器质量增加，因此并不适用于小型航天器的姿态控制。另外，在航天器姿态机动的过程中，燃料在贮箱中的分布也将发生变化，进而产生液体晃动效应，影响姿态控制精度。

固体发动机具有质量轻、产生冲量速度快、受环境影响较小等优点，因此当航天器由于受到重量及功耗的限制时，其姿态控制可采用固体发动机阵列的方案。该方案与传统航天器的喷气控制方案具有较大区别，具体约束体现在：1、每个固体发动机只能使用一次；2、固体发动机点火产生的力及开机时间固定(所产生的冲量固定)。这些因素都给其姿态控制问题带来了难点。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出了一种基于固体发动机阵列的航天器姿态控制方法，该方法充分考虑了固体发动机只能点火一次的特点，根据其安装位置和可产生的冲量矩大小进行快速、有效的发动机选择，所提出的控制方法可快速实现姿态控制。

本发明的技术解决方案是：一种多约束条件下航天器姿态控制方法，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，如果期望的冲量矩小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；

(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。

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，采用PD算法，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。