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原文传递一种编队控制模式下的卫星姿态控制方法

专利名称：	一种编队控制模式下的卫星姿态控制方法
摘要：	一种编队控制模式下的卫星姿态控制方法，在由编队推力器干扰力矩引起的星体三轴角动量的积累值小于等于飞轮可吸收的角动量值时，采用反作用飞轮实现卫星姿态控制，通过反作用飞轮PID控制对编队推力器干扰力矩进行补偿，在由编队推力器干扰力矩引起的星体三轴角动量的积累值大于飞轮可吸收的角动量值时，采用推力器实现卫星姿态控制，通过推力器PD控制对编队推力器干扰力矩进行补偿。本发明实现了满足编队飞行的姿态控制精度和卫星快速姿态稳定控制要求，提高了卫星在轨编队飞行工作寿命和在轨可靠性，减少了卫星编队飞行姿态控制对地面测控资源的依赖。
专利类型：	发明专利
国家地区组织代码：	上海;31
申请人：	上海航天控制技术研究所
发明人：	陈秀梅;王文妍;陈桦;万亚斌;杨盛庆
专利状态：	有效
申请日期：	2019-06-03T00:00:00+0800
发布日期：	2019-10-11T00:00:00+0800
申请号：	CN201910480432.X
公开号：	CN110316402A
代理机构：	上海元好知识产权代理有限公司
代理人：	张妍;张静洁
分类号：	B64G1/24(2006.01);B;B64;B64G;B64G1
申请人地址：	201109 上海市闵行区中春路1555号
主权项：	1.一种编队控制模式下的卫星姿态控制方法，其特征在于，在由编队推力器干扰力矩引起的星体三轴角动量的积累值小于等于飞轮可吸收的角动量值时，采用反作用飞轮实现卫星姿态控制，通过反作用飞轮PID控制对编队推力器干扰力矩进行补偿，在由编队推力器干扰力矩引起的星体三轴角动量的积累值大于飞轮可吸收的角动量值时，采用推力器实现卫星姿态控制，通过推力器PD控制对编队推力器干扰力矩进行补偿。 2.如权利要求1所述的编队控制模式下的卫星姿态控制方法，其特征在于，所述的编队推力器干扰力矩∑△M包含因质心变化引起的干扰力矩△M1、因编队推力器引起的干扰力矩△M2、以及因推力不对称误差引起的干扰力矩△M3：∑△M＝△M1+△M2+△M3。 3.如权利要求2所述的编队控制模式下的卫星姿态控制方法，其特征在于，因质心变化引起的干扰力矩△M1：展开后为：其中，质心变化引起的力臂变化为△Ri＝[△Rx △Ry △Rz]T，F为根据编队推力器安装布局对应到等效控制方向的推力大小。 4.如权利要求2所述的编队控制模式下的卫星姿态控制方法，其特征在于，因编队推力器引起的干扰力矩△M2： △M2＝R×△F；其中，R代表力臂，△F为引起作用方向的干扰推力： Fx的偏斜角为α。 5.如权利要求2所述的编队控制模式下的卫星姿态控制方法，其特征在于，因推力不对称误差引起的干扰力矩△M3：其中，R代表力臂，△F为不对称推力： δ为成对工作的推力器推力之差的绝对值与平均推力的百分比。 6.如权利要求1所述的编队控制模式下的卫星姿态控制方法，其特征在于，在编队构形初始化，或构形切换，或构形重构时，采用推力器实现卫星姿态控制，在编队构形保持时，采用反作用飞轮实现卫星姿态控制。 7.如权利要求1所述的编队控制模式下的卫星姿态控制方法，其特征在于，采用推力器实现卫星姿态控制时，对于每个采样周期，姿控推力器产生的冲量矩应等效于控制指令力矩产生的冲量矩，即Mi·ton＝Tci·ts，Mi为推力器冲量，ts为控制周期，通过调制脉宽ton获取所需的控制力矩Tci，控制力矩计算公式如下：其中，为姿态角估计值，为姿态角速度估计值，其中KP、Kd分别为控制参数。 8.如权利要求1所述的编队控制模式下的卫星姿态控制方法，其特征在于，采用反作用飞轮实现卫星姿态控制时，反作用飞轮的控制力矩为：其中，KP、Ki、Kd分别为控制参数，TC为控制力矩，为误差姿态角，ωe为误差姿态角速度，e，a代表任意数的限幅处理。
所属类别：	发明专利