[发明专利]一种抗慢变干扰的相平面姿态控制方法

说明书

本发明提出一种抗慢变干扰的相平面姿态控制方法，包括建立干扰下的航天器动力学模型；针对由于航天器所受外部慢变干扰、航天器三轴动力学耦合及三轴控制输入耦合带来的总干扰角加速度，设计扩张状态观测器对其进行估计；设计三轴相平面分区；针对三轴相平面各个分区设计三轴相平面控制指令；航天器的推力器根据三轴相平面控制指令进行喷气。本发明方法实现了慢变干扰下的相平面控制补偿设计，能够有效提高系统对干扰的适应能力，兼顾闭环系统稳态性能，减少了喷气次数和燃料消耗。

技术领域

本发明涉及一种抗慢变干扰的相平面姿态控制方法，特别涉及航天器在轨运行过程中慢变干扰的喷气补偿方法，属于姿态控制技术领域。

背景技术

航天器在轨运行中会受到多种外部慢变干扰，其中典型的慢变干扰包括：变轨过程中由于变轨发动机推力偏心和航天器的质心偏差产生的常值大干扰力矩；低轨道航天器受到的慢变气动干扰力矩；空间飞行器普遍受到的重力梯度力矩、太阳光压力矩等呈慢变特性的空间环境力矩。慢变干扰的长期积累会严重影响航天器姿态控制精度，导致稳态特性难以满足任务要求，喷气次数增多，燃料消耗增加。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足之处，提供了一种抗慢变干扰的相平面姿态控制方法，通过对干扰的实时估计与补偿，实现了慢变干扰下的相平面控制补偿设计，能够有效提高系统对干扰的适应能力，兼顾闭环系统稳态性能，减少了喷气次数和燃料消耗。

本发明的技术解决方案是：

一种抗慢变干扰的相平面姿态控制方法，该方法所针对的航天器上配置有大推力器和小推力器，该具体步骤包括：

(1)建立慢变干扰下的航天器动力学模型；

(2)建立用于估计航天器三轴的总干扰角加速度的扩张状态观测器，并使用所建立的扩张状态观测器估计航天器三轴的总干扰角加速度；

(3)构建三轴的相平面，并将所构建的三轴相平面分别分为七个区；

(4)根据步骤(1)中所建立的慢变干扰下的航天器动力学模型、根据所述步骤(2)的扩张状态观测器估计出的三轴总干扰角加速度和步骤(3)的三轴相平面分区，得到每轴相平面的七个区的控制指令；

(5)航天器的推力器根据步骤(4)得到的三轴相平面控制指令进行喷气。

所述步骤(1)的建立的慢变干扰下的航天器动力学模型为：

其中，x₁,x₂,x₃表示慢变干扰下的航天器的三轴姿态角，三轴姿态角为滚动姿态角、俯仰姿态角和偏航姿态角；

表示慢变干扰下的航天器的三轴姿态角速度，三轴姿态角速度为滚动姿态角速度、俯仰姿态角速度和偏航姿态角速度；

表示慢变干扰下的航天器的三轴姿态角加速度，三轴姿态角加速度为滚动姿态角加速度、俯仰姿态角加速度和偏航姿态角加速度；

表示航天器的转动惯量矩阵；

表示慢变干扰下的航天器的三轴姿态控制指令；

d₁,d₂,d₃表示慢变干扰在航天器的三轴分量；

D＝[d₁,d₂,d₃]^T

表示由于航天器所受外部慢变干扰D、航天器三轴动力学耦合及三轴控制输入耦合带来的总干扰角加速度在三轴的分量；