[发明专利]一种基于加速度计的偏无拖曳卫星的干扰补偿控制方法

摘要

本发明公开了一种基于加速度计的偏无拖曳卫星的干扰补偿控制方法，该方法首先将气流产生的气动力从气流坐标系转换到本体坐标系下，在考虑攻角γ不考虑侧滑角β的条件下，本体坐标系的Y轴受到的气动力为0；然后将受力影响投影到第一轨道坐标系下，则有本体坐标系与第一轨道坐标系间存在三个姿态角ψ,θ,，并对所述的姿态角应用一个3×3矩阵来表示；为了满足飞行器受到气动力在轨道坐标系X轴的分量为0,应用飞行器在X轴和Z轴上安装的加速度计采集的X轴分量和Z轴分量，在推进器所需补偿的力为f_补下，则需满足从而反推出f_补的值,至此，偏无拖曳控制完成。

主权项

一种基于加速度计的偏无拖曳卫星的干扰补偿控制方法，其特征在于干扰补偿控制有下列步骤：第一步骤：获取飞行器在气流坐标系S‑x_ay_az_a下受到的气动力其中在考虑攻角α不考虑侧滑角β的条件下，利用第一转换矩阵L_ba将所述的转换为在本体坐标系S‑x_by_bz_b下表达，记为本体—气动力即$[f_x^b;f_y^b;f_z^b]=L_{\mathrm{ba}}[f_x^a;f_y^a;f_z^a],$其中$f_y^b=0;$为在气流坐标系S‑x_ay_az_a下X轴受到的气动力；为在气流坐标系S‑x_ay_az_a下Y轴受到的气动力；为在气流坐标系S‑x_ay_az_a下Z轴受到的气动力；为在本体坐标系S‑x_by_bz_b下X轴受到的气动力；为在本体坐标系S‑x_by_bz_b下Y轴受到的气动力；为在本体坐标系S‑x_by_bz_b下Z轴受到的气动力；所述第一转换矩阵L_ba采用α与β的3×3矩阵来表示，记为$L_{\mathrm{ba}}=\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\α}\cos \mathrm{\β}& -\cos \mathrm{\α}\sin \mathrm{\β}& -\sin \mathrm{\α}\\ \sin \mathrm{\β}& \cos \mathrm{\β}& 0\\ \sin \mathrm{\β}\cos \mathrm{\β}& -\sin \mathrm{\α}\sin \mathrm{\β}& \cos \mathrm{\α}\end{array}\right];$第二步骤：利用第五转换矩阵L_ob将所述本体—气动力转换为在第一轨道坐标系O‑x_oy_oz_o下表达，记为即$[f_x^o;f_y^o;f_z^o]=L_{\mathrm{ob}}[f_x^b;f_y^b;f_z^b];$本体坐标系S‑x_by_bz_b与第一轨道坐标系O‑x_oy_oz_o之间存在三个姿态角ψ,θ,；ψ表示俯仰角，θ表示滚转角，表示偏航角；所述第五转换矩阵L_ob采用姿态角的一个3×3矩阵来表示，记为简化为$L_{\mathrm{ob}}=\left[\begin{array}{ccc}{L}_{11}^{\mathrm{ob}}& L_{12}^{\mathrm{ob}}& L_{13}^{\mathrm{ob}}\\ L_{21}^{\mathrm{ob}}& L_{22}^{\mathrm{ob}}& L_{23}^{\mathrm{ob}}\\ L_{31}^{\mathrm{ob}}& L_{32}^{\mathrm{ob}}& L_{33}^{\mathrm{ob}}\end{array}\right];$为在第一轨道坐标系O‑x_oy_oz_o下X轴的气动力分量；为在第一轨道坐标系O‑x_oy_oz_o下Y轴的气动力分量；为在第一轨道坐标系O‑x_oy_oz_o下Z轴的气动力分量；第三步骤：偏无拖曳实现的目标为飞行器受到气动力在第一轨道坐标系O‑x_oy_oz_o上的X轴的分量为0，即f_补为执行机构上推进器补偿的补偿力；第四步骤：当和由安装在X轴和Z轴方向的加速度计测量得出，在满足时，补偿在执行机构上的推进器的补偿力为f_补，实现了偏无拖曳控制。