[发明专利]基于变惯量流速调节控制器的航天器姿态控制方法及其执行机构

说明书

技术领域

本发明涉及航天器姿态的控制执行机构，具体地说，是涉及一种基于变惯量流速调节控制器的航天器姿态控制方法及其执行机构，属于航天器姿态控制技术领域。

背景技术

现代航天任务中，为了实现更多样化的航天任务，对航天器的姿态控制和调整能力要求也日益提高。星上的姿态控制执行机构种类很多，目前应用角动量交换执行机构作为星上姿态控制的方法由于其不产生额外的工质消耗、控制精度高、提供的推力稳定连续的优点，而广泛受到航天任务的青睐。利用流速调节控制器进行航天器姿态控制的方法在航天界已经有相关的应用研究，并且通过实验证明了这种方式的可行性，可参考：Kelly A,McChesney C,Smith P,Walenta S,Zaruba C.A Performance Test of a Fluidic Momentum Controller in Three Axes[R],Final Report ASE463Q,Department of Aerospace Engineering Mechanics,The University of Texas,Austin,7 May 2004。

流速调节控制器通过改变特定路径内流动的速度产生对航天器质心的作用力矩，实现对航天器的姿态控制。目前航天器上采用这种类型的执行机构主要是在三轴稳定和自旋稳定的卫星上，利用航天器的备份燃料作为这种执行机构的流体工质，使其同时具备了对航天器燃料管理、高效利用燃料以及降低燃料晃动影响、具有较高控制精度的优点。因而，作为航天器的姿态控制系统执行机构广泛应用于高精度、大转动惯量的航天器上。比较成熟的对这种执行机构的研究包括了流动非线性模型的建立、滑膜控制律设计、流速控制压力泵PID控制律等，可以参看：(1)Kumar K D.Satellite attitude stabilization using fluid rings[J].Acta Mechanic online,2009,208:117-131.(2)Nobari N A,Misra A.Satellite attitude stabilization using four fluid rings in a pyramidal configuration[C].AIAA/AAS Astrodynamics Conference,Canada,2010.

然而，现有的利用流速调节控制航天器姿态的执行机构都不具备惯量调节的能力，在应对航天器大角度姿态机动任务时，由于流体工质工况要求以及压力泵的流速调节能力的限制，导致执行机构出现输出力矩饱和不能满足航天姿态调整要求的情况，影响了姿态调整的速度，甚至造成姿态调整任务失败。

发明内容

本发明的目的是为了解决现有技术中由于流体工质工况要求以及压力泵的流速调节能力的限制，导致执行机构出现输出力矩饱和不能满足航天姿态调整要求的技术问题，提出一种基于变惯量流速调节控制器的航天器姿态控制方法及其执行机构。

一种基于变惯量流速调节控制器的航天器姿态控制执行机构，包括主环充液环形管、主环压力泵、贮油箱、阀门、主环出液连管、主环回液连管、变环充液环形管、变环压力泵、变环出液连管、变环回液连管和控制机构；

贮油箱外接主环出液连管、变环出液连管、主环回液连管和变环回液连管的一端；主环出液连管的另一端连接主环压力泵，变环出液连管的另一端连接变环压力泵；主环充液环形管一端连接主环压力泵，另一端连接主环回液连管；变环充液环形管一端连接变环压力泵，另一端连接变环回液连管；贮油箱顶部设有阀门，阀门通过管路连接到航天器的液体燃料贮箱；主环充液环形管、主环压力泵、贮油箱、阀门、主环出液连管、主环回液连管构成一个流动回路；变环充液环形管、变环压力泵、贮油箱、阀门、变环出液连管、变环回液连管构成另一个流动回路；控制机构用于控制主环压力泵和变环压力泵。

一种基于变惯量流速调节控制器的航天器姿态控制方法，具体步骤如下：

步骤1、通过航天器的姿态敏感器，得到航天器姿态参数，根据当前姿态与期望姿态的差值，通过李亚普诺夫方法，得到航天器所需的三轴控制力矩矢量T_C＝[T_C1T_C2T_C3]^T，其中，T_Ci表示第i个轴的控制力矩，i=1，2，3，分别对应航天器的X轴，Y轴和Z轴；

步骤2、将三个执行机构安装在航天器相互垂直的三个轴上时，航天器与执行机构对航天器质心的总动量矩H为：