喷气； 步骤走、利用Matl油/simulink中的姿态控制推力器选择模块根据卫星X、Y和Z的H 通道的轨控脉宽的正负向确定姿态控制推力器，限定X、Y和Z H通道的姿态控制允许采用 的姿态控制推力器的范围； 步骤八、利用Matl油/simulink中的控制算法处理模块根据姿态解算模块得到的误差 四元数信息和误差角速度信息，结合推力器选择模块指令，确定X、Y和Z H个通道在采样 周期内允许使用的姿态推力器的触发信号和采样周期内相应通道的姿态控制喷气时间；其 中，X、Y和Z H个通道的姿态控制模块，由PID算法与喷气指令形成模块组成；PID算法的 输出期望的控制力矩，喷气指令形成模块则是结合具体任务给出等效控制姿态的喷气时间 长度和给出相应的姿控推力器触发信号； 步骤九、推力融合实现模块的输入为采样周期内相应通道的姿态控制喷气时间、所应 当采用的推力器的触发信号W及步骤五得到的轨道控制喷气时间信息，并输出利用按照脉 宽调制方法得到采样周期内的推力器的等效力矩值；即完成了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。
2. 根据权利要求1所述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；步骤一中所述的转动部分的干扰力矩为：
表示转动部分的转速，为转动部分相对原点的惯量阵的分量；转动部分的干扰 力矩T,b T,bx、T；by、分别为在对应的X，y，Z轴的分量； 所述的火工品解锁对本体造成的干扰力矩的内干扰力矩式为：
表示火工品转动的转速，I为火工品相对原点的惯量阵的分量； 所述的分离体分离力矩包括小卫星分离干扰力矩和模拟载荷分离干扰力矩组成。
3. 根据权利要求1所述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；步骤一中建立帆板锁定且卫星不控的动力学模型具体为： (1)带挽性太阳帆板附件的卫星动力学模态方程为：
其中，
兩；帆板A的模态坐标；巧=[巧? /；v ]; 而：帆板A转动角速度 Rw:为帆板转动与整星转动禪合惯性并矢 F,;为帆板A振动对整星相对卫星本体系的转动禪合系数矩阵 为整星转动与帆板转动禪合惯性并矢 Fa;为帆板A振动对帆板相对卫星本体系的转动禪合系数矩阵 I。:帆板A相对0 P1惯性并矢的矩阵表示； A:帆板A模态振型频率，A=diag(A。，A22，…，Aww);A?下角标N为振型阶数； 客：帆板A挽性模态的阻尼系数； ^为帆板受到的本体提供的驱动力矩即帆板A关于Opi的旋转力矩； (2)帆板锁定且卫星不控的动力学模型为：
其中，Ai为帆板i模态振型频率。
4.根据权利要求1所述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：步骤二中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具体过程为： (1) 姿态控制即姿控推力器使用策略； a. 姿控X轴推力器的选择： 1) 轨控Z轴正喷或不喷，姿控X轴选用9a或12a进行控制； 2) 轨控Z轴负喷，姿控X轴选用16a或13a进行控制； b. 姿控Y轴推力器的选择： 1. Z方向正喷，姿控Y轴选用10a+12a或9a+lla进行控制； 2. Z方向负喷，姿控Y轴选用13a+15a或14a+16a进行控制； 3) 轨控X方向正喷，姿控Y轴选用2a或la进行控制； 4) 其它情况下，姿控Y轴选用10a+13a或lla+16a进行控制； C.姿控Z轴推力器的选择： 1) 轨控Y方向正喷或不喷，姿控Z轴选用7a或8a进行控制； 2) 轨控Y轴负喷，姿控Z轴选用6a或5a进行控制； (2) 推力融合； a. Z轴轨控脉宽由于分配到4个推力器，对于Z轴轨控的8个推力器进行姿轨控推力脉 宽叠加； b. 对于存在轨控脉宽为1个采样周期的5a或6a该对推力器，与姿控相应脉宽叠加后， 进行W下处理： 1)若叠加后5a脉宽超过了 1个采样周期，则将5a脉宽限幅到1个采样周期，6a脉宽 扣除5a超过1个采样周期的脉宽，根据5a和6a的脉宽，确定5a和6a推力器的工作时间；
2) 若叠加后6a脉宽超过了 1个采样周期，则将6a脉宽限幅到1个采样周期，5a扣除 6a超过了 1个采样周期的脉宽，确定5a和6a推力器的工作时间； 3) 若叠加后两个推力器均没有超过1个采样周期，则直接输出叠加后的脉宽为推力器 的工作时间； C. la/2a，7a/8a该两对推力器的融合算法同5a/6a ; d.确定推力器安装位置坐标。
5. 根据权利要求1所述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：步骤H中利用LQG序列根据卫星的工况参数进行隔离余量计 算，确定IM的值具体过程为： (1) 对计算机随机产生多组LQG序列，对给定的LQG序列根据卫星的工况参数进行隔 离余量计算；设在每一个星载计算机采样周期内，X、Y和Z各轴的推力器对X、Y或Z轴产 生的第i个干扰力矩卒，并在采样周期内持续时间Ti，用来进行姿控的最大脉宽为采样周 期内的隔离值T。k。，执行力矩S，第i个干扰力矩卒，采样周期内持续时间Ti，如果St。,。和 ^，7；异号，则由公式
叫做采样周期内的隔离余量； (2) 若IM〉0,则称为过余量；若IM = 0,则称为平余量；若IM<0,则称为欠余量； (3) 采样周期内的隔离值T。^。的计算 a、 W推力器为执行机构的卫星，从采样周期T的开始，姿态控制器将给出在采样周期T 内需要的理想姿控脉宽L ^。。1; b、 L ided与本周期要求的轨控脉宽T tided叠加；在采样周期T ; C、设负责X，Y或Z轴在任意方向的推力器组同时用于轨道控制的共同的脉冲宽度叫实 际脉宽了"。。1; d、对卫星某轴，称推力器在采样周期内的除用来轨控的实际脉宽L uai外，用来进行姿 控的最大脉宽为采样周期内的隔离值L k。，且设L T-T。,。。1。
6. 根据权利要求1所述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；步骤四中如果IM〉0卫星姿态可控，则基于四元数和角速度反 馈姿态控制律进行控制律设计具体过程： (1) 卫星的动力学方程： 把帆板的影响考虑为干扰，刚性卫星的动力学方程为：
其中，J为卫星的转动惯量，；为控制变量，5为干扰， (2) 姿态控制律设计： 定义误差四元数另表示四元数毒与指令四元数瓦之差；
设计控制律为；M=帖x]J?巧-^ y 其中控制参数kp〉0，kd〉0; (3)姿态控制律稳定性证明： 选取正定的Lyapunov函数：
对时间求全导数将非线性系统公式代入，即；
根据LaSalle不变原理证明闭环系统状态满足lim,_矿,心）=[0 0 of，即
【专利摘要】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，本发明涉及挠性卫星姿态轨道耦合控制领域。本发明是要解决卫星在轨期间的姿态和轨道控制过程中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的问题，该方法是通过1获得帆板锁定且卫星不控的动力学模型参数；2确定推力器安装位置坐标；3确定IM的值；4得出轨控LQG序列；5确定出轨控脉宽及喷气方向；6选择姿态控制的推力器喷气；7确定姿态控制推力器的范围；8确定姿态控制喷气时间；9得到等效力矩值等步骤实现的。本发明应用于挠性卫星姿态轨道耦合控制领域。
【IPC分类】B64G1-24
【公开号】CN104590588
【申请号】CN201410735250
【发明人】孙延超, 刘萌萌, 马广富, 王晓东, 李传江, 朱津津
【申请人】哈尔滨工业大学
【公开日】2015年5月6日
【申请日】2014年12月4日