一种编队控制模式下的卫星姿态控制方法与流程

本发明涉及卫星编队控制技术领域，尤其涉及一种编队控制模式下的卫星姿态控制方法。

背景技术：

目前，卫星的编队任务大致可以分为合作目标的编队飞行、空间交会对接和空间服务几大类。空间交会对接和空间服务等短期任务性质的卫星编队已实现工程应用，而合作目标卫星编队按构形设计要求长期高可靠飞行尚处于工程研制阶段。

卫星编队飞行控制需要根据任务要求进行构形初始化、构形保持、构形切换、构形重构等编队控制，与传统的单星航天器轨道飞行控制不同，编队卫星除基于精准的绝对轨道测量，同时需根据星间相对运动状态精准测量，采用更精确的推力脉冲控制实现在轨自主运行。

编队卫星长期绕飞，因星上燃料携带资源有限，地面测控站资源受限，卫星编队控制需重点进行可靠性设计，从卫星寿命保证及编队任务需求覆盖等，提高编队卫星在轨自主性水平。编队卫星在轨自主性管理主要反映在两个方面：一个是在轨自主姿态控制，一个是在轨自主轨道控制，而轨道控制必定产生姿态干扰。编队卫星姿态控制，需结合卫星具体编队任务，选择合适的卫星姿态控制执行机构，减小卫星姿态控制长期依靠推力器的依赖，保证卫星在轨运行寿命。

技术实现要素：

本发明提供一种编队控制模式下的卫星姿态控制方法，实现了满足编队飞行的姿态控制精度和卫星快速姿态稳定控制要求，提高了卫星在轨编队飞行工作寿命和在轨可靠性，减少了卫星编队飞行姿态控制对地面测控资源的依赖。

为了达到上述，本发明提供一种编队控制模式下的卫星姿态控制方法，在由编队推力器干扰力矩引起的星体三轴角动量的积累值小于等于飞轮可吸收的角动量值时，采用反作用飞轮实现卫星姿态控制，通过反作用飞轮pid控制对编队推力器干扰力矩进行补偿，在由编队推力器干扰力矩引起的星体三轴角动量的积累值大于飞轮可吸收的角动量值时，采用推力器实现卫星姿态控制，通过推力器pd控制对编队推力器干扰力矩进行补偿。

所述的编队推力器干扰力矩∑δm包含因质心变化引起的干扰力矩δm1、因编队推力器引起的干扰力矩δm2、以及因推力不对称误差引起的干扰力矩δm3：∑δm＝δm1+δm2+δm3。

因质心变化引起的干扰力矩δm1：

展开后为：

其中，质心变化引起的力臂变化为δri＝[δrxδryδrz]^t，f为根据编队推力器安装布局对应到等效控制方向的推力大小。

因编队推力器引起的干扰力矩δm2：

δm2＝r×δf；

其中，δf为引起作用方向的干扰推力：

fx的偏斜角为α。

因推力不对称误差引起的干扰力矩δm3：

其中，δf为不对称推力：

δ为成对工作的推力器推力之差的绝对值与平均推力的百分比。

在编队构形初始化，或构形切换，或构形重构时，采用推力器实现卫星姿态控制，在编队构形保持时，采用反作用飞轮实现卫星姿态控制。

采用推力器实现卫星姿态控制时，对于每个采样周期，姿控推力器产生的冲量矩应等效于控制指令力矩产生的冲量矩，即mi·ton＝tci·ts，mi为推力器冲量，ts为控制周期，通过调制脉宽ton获取所需的控制力矩tci，控制力矩计算公式如下：

其中，为姿态角估计值，为姿态角速度估计值，其中kp、kd分别为控制参数。

采用反作用飞轮实现卫星姿态控制时，反作用飞轮的控制力矩为：

其中，kp、ki、kd分别为控制参数，tc为控制力矩，为误差姿态角，

ωe为误差姿态角速度，e，a代表任意数的限幅处理。

本发明具有以下有益效果：通过星体动力学方程引入编队推力器干扰力矩项，设计不同执行机构的控制算法，实现了满足编队飞行的姿态控制精度和卫星快速姿态稳定控制要求，提高了卫星在轨编队飞行工作寿命和在轨可靠性，减少了卫星编队飞行姿态控制对地面测控资源的依赖。

附图说明

图1是本发明提供的一种编队控制模式下的卫星姿态控制方法的流程图。

图2是编队控制推力器控制框图。

图3是编队控制执行机构采用推力器控制的姿态角控制曲线。

图4是编队控制执行机构采用推力器控制的姿态角速度控制曲线。

图5是编队控制反作用飞轮控制框图。

图6是编队控制执行机构采用反作用飞轮控制的姿态角控制曲线。

图7是编队控制执行机构采用反作用飞轮控制的姿态角速度控制曲线。

具体实施方式

以下根据图1～图7，具体说明本发明的较佳实施例。

目前，空间合作目标的编队卫星长期绕飞控制任务尚处于工程研制阶段，卫星编队控制长期绕飞国内还未有可参考的工程应用。通过对编队卫星任务分析，同时考虑卫星长期编队绕飞控制需求，本发明提出采用反作用飞轮、推力器两种不同执行机构引入姿态控制的设计方法。

如图1所示，本发明提供一种编队控制模式下的卫星姿态控制方法，包含以下步骤：

步骤s1、计算编队控制模式下的编队推力器干扰力矩；

步骤s2、判断由编队推力器干扰力矩引起的星体三轴角动量的积累值是否小于等于飞轮可吸收的角动量值，若否，进行步骤s3，若是，进行步骤s4；

步骤s3、采用推力器实现卫星姿态控制，通过推力器pd控制对编队推力器干扰力矩进行补偿；

步骤s4、采用反作用飞轮实现卫星姿态控制，通过反作用飞轮pid控制对编队推力器干扰力矩进行补偿。

具体来说，所述的步骤s1中，分析计算编队控制模式下的编队推力器干扰力矩主要考虑卫星特性，开展动力学分析，并建立动力学方程。

根据卫星运行轨道，建立卫星环境模型。环境模型中主要考虑的外干扰力矩含气动力矩、重力梯度力矩、太阳光压、常值轨道陀螺力矩、卫星剩磁引起的地磁力矩等。外干扰力矩中除地磁力矩为周期项外，其余为常值力矩。在编队控制过程中，干扰力矩变化表现为编队推力器因质心、推力变化等引起的干扰力矩。

编队推力器干扰力矩∑δm包含因质心变化引起的干扰力矩δm1、因编队推力器引起的干扰力矩δm2、以及因推力不对称误差引起的干扰力矩δm3。

∑δm＝δm1+δm2+δm3(公式1)。

根据编队控制推力器布局，考虑推力器推力大小和质心变化，以卫星本体控制坐标系为基准，计算干扰力矩变化量，f为根据编队推力器安装布局对应到等效控制方向的推力大小。

设质心变化引起的力臂变化为δri＝[δrxδryδrz]^t，则干扰力矩展开后为公式2：

推力器误差考虑因制造及安装误差引起的推力方向偏斜导致的干扰误差，以星体x向编队控制的推力器为例，若fx的偏斜角为α，引起作用方向的干扰推力为公式3，干扰力矩为公式4：

δm2＝r×δf(公式4)

其余方向编队推力器引起的干扰力矩类此计算，获取各向编队推力器引起的干扰推力。

编队控制下，因推力不对称误差引起的干扰力矩，设推力不对称为δ(δ为成对工作的推力器推力之差的绝对值与平均推力的百分比)，不对称推力为公式5，形成的干扰力矩为公式6：

所述的步骤s2中，卫星编队控制包含编队构形初始化、构形保持、构形切换、构形重构等。编队构形初始化、构形切换、构形重构时，编队推力器喷气时间过长，由编队推力器干扰力矩带来的角动量累积量比较大，若在飞轮控制下进行将引起飞轮角动量的输出饱和，卫星姿态将失控，处于这种编队时长控制状态时，主要采用推力器进行姿态控制。当编队构形已经建立和构形重构完成后，编队进入保持控制时，星体三轴角动量积累角动量在飞轮角动量输出的正常范围之内，完全可以被飞轮吸收，采用反作用飞轮进行星体姿态控制。

其中飞轮输出力矩以飞轮最大力矩输出设计值为约束，充分利用飞轮一阶惯性的微分特性，通过对卫星动力学分析，并隔离大部件的振动干扰，简化动力学方程，如公式7所示。

上式中(x，y，z代表星体三轴干扰力矩分量)为作用在星体上的干扰力矩；(x，y，z代表星体三轴控制力矩分量)为作用在星体上的控制力矩，由反作用飞轮角动量变化产生；i为卫星惯量(x，y，z代表星体三轴主惯量，yz为星体yz向交惯量)。当外干扰力矩使星体三轴角动量积累并超过飞轮角动量可吸收的能力时，卫星姿态将会失控。

所述的步骤s3中，卫星编队姿态控制采用推力器时，卫星姿态动力学需将编队推力器工作时引起的干扰力矩作为常值项进行控制，并对编队推力器进行角度解耦偏置补偿，对反作用飞轮转速进行处理，避免反作用飞轮产生干扰力矩。

推力器控制采用脉宽调制设计，将控制力矩指令转化为输给推进系统可以执行的脉冲指令。对于每个采样周期，姿控推力器产生的冲量矩应等效于控制指令力矩产生的冲量矩，即mi·ton＝tci·ts，mi为推力器冲量，ts为控制周期，通过调制脉宽ton获取所需的控制力矩tci，tci计算见公式8。

推力器控制方案采用星敏+陀螺或轨道罗盘确定三轴姿态和姿态角速度信息，以(0°，0°，0°)为姿态控制目标值，采用pd(比例微分)控制，输出相应脉宽的喷气量。为了限制各轴的角速度，对姿态角加入限幅环节。

控制力矩计算如公式7：

其中，为姿态角估计值；为姿态角速度估计值，其中kp、kd分别为控制参数。

按照图2推力器控制框图，进行星体动力学分析，根据公式1，计算编队推力器干扰力矩，并作为常值项干扰力矩。考虑编队推力器的耦合影响，根据相应方向编队推力器布局产生的耦合力矩进行偏置角度补偿。取卫星初始姿态角为[222]°，初始姿态角速度为[0.30.30.3]°/s，以编队保持控制2000s时间长度作用下，采用推力器进行姿态控制，系统的三轴姿态角速度估值在±0.1°/s以内，其三轴姿态角度估值为0.5°以内，达到系统控制的精度和稳定度要求，仿真曲线如图3和图4所示，其中编队推力器工作时间为1000s～3000s。

所述的步骤s4中，卫星编队姿态控制采用反作用飞轮时，需消除因编队推力器工作产生的干扰力矩，并根据飞轮配置和安装构形，分配控制矩阵，发送飞轮控制指令。为保证卫星姿态控制裕度，对飞轮输出进行力矩限幅，并进行卫星姿态限幅，使卫星保持一定的姿态精度和稳定度。

计算编队推力器干扰力矩，根据飞轮配置和安装构形，确定反作用飞轮三轴的最大输出力矩，并保证反作用飞轮三轴合成力矩足够克服编队推力器干扰力矩的裕度，建议取2以上，从而消除因编队推力器干扰力矩对星体的姿态稳定度影响。

由于飞轮输出的角动量有限，一定时间内编队推力器干扰力矩对星体角动量会带来累积效应。因此，编队控制时一般仅在编队保持下选择反作用飞轮作为执行机构，进行卫星姿态控制。

在编队保持控制下引入角速度误差和姿态误差，设计pid(比例积分微分)控制器，如公式9：

其中kp、ki、kd分别为控制参数，tc为控制力矩，为误差姿态角，ωe为误差姿态角速度，定义如公式10：

公式中e，a代表任意数的限幅处理。

控制器中引入积分环节用以消除静态误差。为了实现存在各种受限及约束的前提下满足快速性的要求，对姿态偏差角进行限幅。控制回路中根据卫星姿态任务具体要求可以引入导引控制的角度和角速度信息，克服导引控制带来的耦合影响，从而实现系统的高稳定度控制。同时，根据接入系统控制的飞轮配置进行星体控制系下力矩指令限幅，避免因飞轮角动量饱和导致星体姿态出现非期望控制。

按照图5飞轮控制框图，进行星体动力学分析，根据公式1计算编队推力器干扰力矩，并将其作为常值项干扰力矩。在编队保持控制下，以编队控制100s进行仿真分析，在2100s处进行编队控制，控制时长100s，编队控制过程中滚动角引起的最大偏差为0.33°，俯仰角为0.21°，偏航角为0.17°，对应各轴各姿态角速度的变化范围为(0.015，0.008，0.007)°/s，仿真曲线如图6和图7所示。编队控制结束后，星体可以快速实现高精度高稳定度姿态控制，达到设计目标。

本发明具有以下有益效果：通过星体动力学方程引入编队推力器干扰力矩项，设计不同执行机构的控制算法，实现了满足编队飞行的姿态控制精度和卫星快速姿态稳定控制要求，提高了卫星在轨编队飞行工作寿命和在轨可靠性，减少了卫星编队飞行姿态控制对地面测控资源的依赖。

尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。