基于CMG的高精度轨控姿态维持方法、系统及介质与流程

技术特征：

1.基于cmg的高精度轨控姿态维持方法，其特征在于，包括如下步骤：

对轨控发动机工作的每个控制周期，首先根据本周期角速度采集信息和上周期控制信号进行干扰力矩新息计算，然后对干扰力矩估计进行滤波修正；

计算星体陀螺力矩、基于姿态角和角速度采集信息的反馈控制力矩，与干扰力矩估计组合计算cmg指令力矩；

根据cmg构型实时解算伪逆操纵律将指令，将力矩转化为框架角速度机动指令；

根据所述框架角速度机动指令完成对应控制周期内的轨控姿态维持。

2.根据权利要求1所述的基于cmg的高精度轨控姿态维持方法，其特征在于，所述进行干扰力矩新息计算的方法为：

首先按进行状态量x的一步递推；其中，x为6*1维的数组，初值为全零数组，其前3维记为ωx，后3维记为tdist，ix,iy,iz分别为卫星沿本体坐标系x轴、y轴和z轴的转动惯量，ω0为卫星平均轨道角速度的绝对值，δt为控制周期；tc为上周期计算的控制力矩值，为3*1维的数组，初值为全零数组；

然后根据本周期角速度采集信息计算干扰力矩新息ωnov：

ωnov＝ωmeasure-ωx，

其中，ωmeasure为本周期定姿计算给出的本体坐标系三轴姿态角速度，ωx为状态量x的前3维数组，ωmeasure和ωx均为3*1维的数组。

3.根据权利要求2所述的基于cmg的高精度轨控姿态维持方法，其特征在于，所述对干扰力矩估计进行滤波修正的方法为：按x＝x+kdistωnov进行干扰力矩滤波修正计算；其中，kdist为滤波修正系数矩阵，为6*3维的数组，并记tdist为状态量x的后3维数组，tdist为3*1维的数组。

4.根据权利要求2所述的基于cmg的高精度轨控姿态维持方法，其特征在于，所述计算cmg指令力矩的方法为：

按tg＝ωmeasure×hsat计算星体陀螺力矩tg；其中hsat为包含控制力矩陀螺在内的整星角动量，×表示叉乘计算；

按tfb＝-kpφ-kdδω-kiφint计算反馈控制力矩tfb；其中φ为本周期定姿计算给出的本体坐标系三轴姿态角，为本周期卫星轨道角速度矢量在本体坐标系三轴分量表示，φint＝φint+φδt为三轴姿态角积分，φ、δω和φint均为3*1维的数组；kp,kd,ki为反馈控制系数，均为3*3维的数组；

按tcmg＝tg+tfb-tdist计算cmg指令力矩tcmg；

按tc＝tfb-tdist计算控制力矩tc，用于下周期的干扰力矩计算。

5.根据权利要求1所述的基于cmg的高精度轨控姿态维持方法，其特征在于：所述伪逆操纵律为鲁棒伪逆操纵律。

6.根据权利要求5所述的基于cmg的高精度轨控姿态维持方法，其特征在于，所述实时解算伪逆操纵律的方法为：

按c(δ)＝acosδ-bsinδ计算控制力矩陀螺系的力矩矩阵c(δ)；其中δ＝[δ1,...,δn]^t为各cmg的框

架角测量值，n为cmg个数；和(i＝1,…,n)分别为各cmg框架角位于90度和0度时各cmg转子角动量的方向矢量；

按计算各cmg的框架角速度指令；其中h为单个cmg的标称转子角动量，λ为伪逆权系数。

7.基于cmg的高精度轨控姿态维持系统，其特征在于，包括：

第一模块，对轨控发动机工作的每个控制周期，首先根据本周期角速度采集信息和上周期控制信号进行干扰力矩新息计算，然后对干扰力矩估计进行滤波修正；

第二模块，计算星体陀螺力矩、基于姿态角和角速度采集信息的反馈控制力矩，与干扰力矩估计组合计算cmg指令力矩；

第三模块，根据cmg构型实时解算伪逆操纵律将指令，将力矩转化为框架角速度机动指令。

8.根据权利要求7所述的基于cmg的高精度轨控姿态维持系统，其特征在于，所述进行干扰力矩新息计算，具体的方法为：

首先按进行状态量x的一步递推；其中，x为6*1维的数组，初值为全零数组，其前3维记为ωx，后3维记为tdist，ix,iy,iz分别为卫星沿本体坐标系x轴、y轴和z轴的转动惯量，ω0为卫星平均轨道角速度的绝对值，δt为控制周期；tc为上周期计算的控制力矩值，为3*1维的数组，初值为全零数组；

然后根据本周期角速度采集信息计算干扰力矩新息ωnov：

ωnov＝ωmeasure-ωx，

其中，ωmeasure为本周期定姿计算给出的本体坐标系三轴姿态角速度，ωx为状态量x的前3维数组，ωmeasure和ωx均为3*1维的数组；

所述对干扰力矩估计进行滤波修正，具体的方法为：按x＝x+kdistωnov进行干扰力矩滤波修正计算；其中，kdist为滤波修正系数矩阵，为6*3维的数组，并记tdist为状态量x的后3维数组，tdist为3*1维的数组。

9.根据权利要求7所述的基于cmg的高精度轨控姿态维持系统，其特征在于，所述计算cmg指令力矩，具体的方法为：

按tg＝ωmeasure×hsat计算星体陀螺力矩tg；其中hsat为包含cmg在内的整星角动量，×表示叉乘计算；

按tfb＝-kpφ-kdδω-kiφint计算反馈控制力矩tfb；其中φ为本周期定姿计算给出的本体坐标系三轴姿态角，为本周期卫星轨道角速度矢量在本体坐标系三轴分量表示，φint＝φint+φδt为三轴姿态角积分，φ、δω和φint均为3*1维的数组；kp,kd,ki为反馈控制系数，均为3*3维的数组；

按tcmg＝tg+tfb-tdist计算cmg指令力矩tcmg；

按tc＝tfb-tdist计算控制力矩tc，用于下周期的干扰力矩计算；

所述实时解算伪逆操纵律，具体的方法为：

按c(δ)＝acosδ-bsinδ计算cmg系的力矩矩阵c(δ)；其中δ＝[δ1,...,δn]^t为各控制力矩陀螺的框架角测量值，n为控制力矩陀螺的个数；和分别为各控制力矩陀螺框架角位于90度和0度时各cmg转子角动量的方向矢量；

按计算各控制力矩陀螺的框架角速度指令；其中h为单个控制力矩陀螺的标称转子角动量，λ为伪逆权系数。

10.计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于：该计算机程序被处理器执行时，实现权利要求1～6之一所述方法的步骤。