一种基于隔离余量方法与脉宽融合策略的挠性卫星姿态轨道耦合控制方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及轨道耦合控制方法，特别涉及与挠性卫星姿态轨道耦合控制方法。
【背景技术】
[0002] 对于卫星在轨期间的姿态和轨道控制，开始人们采用姿态与轨道分开控制的方式 《编队卫星相对轨道与姿态一体化耦合控制》，而轨道和姿态分开控制，则需要配备轨道控 制和姿态控制两套执行机构，会增加推力器等执行机构的使用数量，造成资源浪费。在建模 方面，将姿态和轨道分开处理，虽然简化了建模问题，但增加了模型本身的复杂度，使航天 器控制算法复杂繁琐，同时占用了星载计算机有限的计算资源。随着航天技术的发展，面对 航天器交汇对接等空间逼近、微小卫星编队飞行等存在姿轨耦合的问题的新航天任务，分 而治之的方法表现出不能兼顾的局限性，从而出现了姿轨耦合控制方式解决以上问题，《交 会对接航天器推力分配算法研究》提出了轨道与姿态一体化控制，但是并没有给出详细的 控制方案。
[0003] 卫星相对轨道与姿态耦合控制方式采用单个连续小推力推力器以及反作用飞轮 作为执行机构，由于推力器的优点众多，推力器的使用与配置问题成为关注的热点，传统的 冷备份冗余模式使用过多的推力器，使星体质量增加，不能达到使用策略的最优，已不能满 足要求，需要研究更加合理的配置构型。现有的文献多数为推力器及飞轮共同作用的姿轨 一体化控制，仅使用推力器为执行机构的的并不多。《交会对接航天器推力分配算法研究》 《编队卫星相对轨道与姿态一体化耦合控制》中采用推力器的同时应用了飞轮，轨道控制时 进行姿态控制时，执行机构用了飞轮，但是如果推力偏心力矩非常大，飞轮将会无法控制， 造成系统失控。为实现完全以推力器为执行机构的姿轨一体化控制，力求实现最优的推力 器的布局的方案，但现有文献的研究并不完善。文献《姿轨一体化控制航天器推力器构型设 计》没有给出相应的仿真实例进行说明、应用的具体推力器的最终计算数目、布局方式、方 位角的具体安排等。各推力器无法产生非负连续推力，因为连续推力不仅实现困难，而且鲁 棒性差。所以使用连续的最小推力不是一种好的选择。专利《一种微型姿轨控推力器阵列 的布局方法》给出了布局方法，但是用到的推力器个数很多，可能会造成严重的冗余，个数 及重量的增加会浪费更多的燃料，从而使设计不能到达结构最优。
[0004] 轨道机动时，测量与传输延迟，以及偏心推力对卫星姿态的持续扰动，造成传统的 姿态控制方法控制性能下降。文献《交会对接航天器推力分配算法研究》中在进行数学建模 时考虑的是转动惯量以及质心无拉偏的情况，如果实际中出现质心或者转动惯量的拉偏， 系统的鲁棒性差，可能出现不稳定的情况，造成无法估计的损失。对存在的推力偏心和质心 漂移的卫星轨道转移过程中的姿态控制问题，同时考虑到系统参数的不确定性以及执行机 构的饱和特性，发展了基于神经网络的自适应滑模控制方法。但神经网络的模糊控制的计 算相对较大，会占用星载计算机的大量资源。
[0005] 针对航天器交会对接等空间目标逼近任务最后接近段的轨道与姿态运动耦合严 重的问题，为了确保航天器在轨可靠运行，传统上大都是根据推力器布局，预先制定分配列 表，该方法的主要缺点是需要预先制定推力器分配列表，包括推力器故障时的分配列表，它 需要占用大量的星上存储空间，且采用这种分配方式也无法实时地调整分配策略应对不可 预见的推力器故障。随着姿态控制与轨道控制的一体化导致推力器分配问题更加困难，而 发展的一种算法是控制分配方法，由控制算法给出的期望控制量出发，在各类型约束条件 和最优目标下，将期望控制量在冗余配置的执行机构间进行分配，使执行机构实际控制输 出尽可能与期望控制量相吻合，《交会对接航天器推力分配算法研究》提供的就是一种分配 方法，但是针对每一种轨控LQG序列，都要进行开环以及闭环的仿真，没有预先得知以及排 除不符合要求的LQG序列的功能。如进行大量的仿真，计算过程都相对复杂，需要研究一种 计算现对简单的方法。
[0006] 综上所述，在姿轨一体化的设计方案中，所用到的方法并不完善，推力器的布局等 没有给出比较合理的布局以及仿真验证，在建模方面也存在未全面考虑外界干扰的缺点， "保姿控"的思想没有得到运用，并且没有预先得知以及排除不符合要求的LQG序列的功能， 需要进行大量的仿真，算法计算相对复杂等。
【发明内容】
[0007] 本发明的目的是为了解决卫星在轨期间的姿态和轨道控制过程中需要配备轨道 控制和姿态控制两套执行机构、飞轮将会无法控制没有给出相应的推力器的布局、没有考 虑羽流的影响和转动惯量的拉偏、没有考虑隔离余量以及姿态没有达到要求造成严重损失 的问题，而提出的一种基于隔离余量方法与脉宽融合策略的挠性卫星姿态轨道耦合控制方 法。
[0008] 上述的发明目的是通过以下技术方案实现的：
[0009] 步骤一、根据地心惯性坐标系（0i，Xi，Yi，Zi)，卫星本体坐标系 (0b，Xb，Yb, Zb)、卫星布局坐标系（01，XI，Y1，Zl)，与挠性卫星姿态各类型干扰力 矩影响挠性卫星姿态进行数学建模即建立帆板锁定且卫星不控的动力学模型：
【主权项】
1. 一种基于隔离余量方法与脉宽融合策略的挽性卫星姿态轨道禪合控制方法，其特征 在于：一种基于隔离余量方法与脉宽融合策略的挽性卫星姿态轨道禪合控制方法具体是按 照W下步骤进行的： 步骤一、根据地也惯性坐标系（〇i，Xi，Yi，Zi)，卫星本体坐标系的b，甜，孔，Zb)、卫星布 局坐标系（01，XI，Y1，Z1)，与挽性卫星姿态各类型干扰力矩影响挽性卫星姿态进行数学建 模即建立帆板锁定且卫星不控的动力学模型：
并获得帆板锁定且卫星不控的动力学模型参数； 其中，前N阶模态频率，禪合系数F,，阻尼系数S 为整星系统的惯性并矢的矩阵表 示；哀;为帆板i的模态坐标；Fk为帆板i振动对整星相对卫星本体系的转动禪合系数矩 阵；i表示帆板的个数；i = 1，…，N ; 7为系统的全部外力矩之和即整星相对星体质也〇b 的旋转合外力矩；S i为帆板i挽性模态的阻尼系数；A i为帆板i模态振型频率，马为卫 星绝对角速度
为卫星的绝对角速度，《1，《 2和 分别为马在对应的卫星本体系H个坐标轴的分量；挽性卫星姿态各类型干扰力矩由重 力梯度力矩、太阳光压力矩、气动力矩、剩磁力矩、转动部分的干扰力矩、火工品解锁干扰力 矩和分离体分离力矩组成； 步骤二、根据帆板锁定且卫星不控的动力学模型参数配置32台具有推力性能的双组 元发动机即推力器，确定推力器安装位置坐标；其中，32台推力器的编号为la?16a、化? 1化；配置的推力器具有包括确定选择的轨道控制推力器和姿态控制即姿控推力器，配置轨 道控制推力器具有负责X和Y轴方向轨控的推力器和负责Z轴轨控的推力器； 将负责X和Y方向轨控的推力器la到8a和化到8b进行保姿控优先的推力融合的方 法进行推力融合控制W及负责Z轴轨控的推力器9a到16a和9b到1化利用推力融合的方 法进行正常的卫星姿轨一体化控制；其中，保姿控为卫星优先满足姿态控制；正常的姿轨 一体化控制为不需要保姿控优先的推力融合控制； 步骤H、利用LQG序列根据卫星的工况参数进行隔离余量计算，确定IM的值； 步骤四、如果IM<0卫星姿态不可控，则此LQG序列不可用，不符合要求，在其余的LQG 序列中选择一组新的LQG序列；如果IM〉0卫星姿态可控即得出轨控LQG序列； 步骤五、根据轨控LQG序列确定出轨控脉宽及喷气方向，利用轨控脉宽及喷气方向设 计Matlab/simulink中的轨控脉宽及喷气方向确定模块，设计的轨控脉宽及喷气方向确定 模块按卫星本体系xb，yb，zb方向分成X通道，Y通道和Z通道的轨控脉宽及喷气方向确定 模块从步骤二中确定的推力器中选择推力器，从而确定卫星轨道方向实现喷气； 步骤六、设计Matlab/simulink中的姿态控制推力器确定模块，姿态控制推力器确定
模块按卫星本体系xb，yb，zb方向分成X通道，Y通道和Z通道分确定模块选择姿态控制的 推力器