一种光压力矩主动辅助下的欠驱动航天器姿态控制方法.pdf

(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN110119153A(43)申请公布日2019.08.13(21)申请号201910390068.8(22)申请日2019.05.10(71)申请人北京航空航天大学地址100191北京市海淀区学院路37号(72)发明人李迎杰金磊练达芃(74)专利代理机构北京慧泉知识产权代理有限公司11232代理人王顺荣唐爱华(51)Int.Cl.G05D1/08(2006.01)权利要求书5页说明书12页附图2页(54)发明名称一种光压力矩主动辅助下的欠驱动航天器姿态控制方法(57)摘要本发明涉及一种光压力矩主动辅助下的欠驱动航天器姿态控制方法，以带有飞轮和两对太阳帆板的航天器为对象，首先建立带挠性附件的挠性航天器的动力学模型和航天器姿态运动学方程；再建立简化的太阳光压力矩解析模型；设计线性二次型最优控制器得到三轴期望力矩，对光压力矩特性进行分析，将三轴力矩分配给太阳光压力矩以及飞轮力矩；在假设帆板表面特性不变的情况下，根据简化的帆板太阳光压力矩模型求反解，直接得到具有解析形式的太阳帆板转角操纵律；之后通过求解带有约束的非线性规划问题,得到基于数值优化的太阳帆板的转角操纵律。本发明可以有效改善姿态可控性并提升控制性能，采用操纵律与控制律分离的控制方案，更契合工程实际。CN110119153ACN110119153A权利要求书1/5页1.一种光压力矩主动辅助下的欠驱动航天器姿态控制方法，其特征在于：首先建立带挠性附件的挠性航天器的动力学模型和航天器姿态运动学方程，其中航天器的动力学模型包括航天器中心刚体的转动方程、帆板的转动方程以及振动方程；再建立简化的太阳光压力矩解析模型；设计线性二次型最优控制器得到三轴期望力矩，对光压力矩特性进行分析，将三轴力矩分配给太阳光压力矩以及飞轮力矩；在假设帆板表面特性不变的情况下，根据简化的帆板太阳光压力矩模型求反解，直接得到具有解析形式的太阳帆板转角操纵律；之后，为了满足能源的需求，考虑到帆板的光电转化效率，帆板转角受到太阳方向的限制，通过求解带有约束的非线性规划问题,得到基于数值优化的太阳帆板的转角操纵律。2.根据权利要求1所述的一种光压力矩主动辅助下的欠驱动航天器姿态控制方法，其特征在于：该方法具体步骤如下：步骤1：首先做出如下假设：为得到适合于控制器设计的系统方程，做出以下假设1～4：假设1：航天器本体系视为主轴坐标系，惯性积可忽略，且飞轮转动惯量相对航天器本体转动惯量为小量，视为It＝Ib，It表示为含有飞轮转动惯量的系统总转动惯量矩阵，Ib表示为航天器中心刚体转动惯量；假设2：控制任务过程中，航天器姿态角和角速度始终处于小角度范围内；假设3：帆板质量远小于航天器中心本体，帆板的刚性转动和挠性振动对中心刚体姿态运动的影响可以忽略；假设4：太阳光压力矩为主要的环境力矩，其它环境力矩作为外干扰可以忽略不计；为了简化太阳光压力矩模型形式，对航天器的表面材料特性做出如下假设5～8：假设5：对于航天器中心本体，不希望体内温度过高，材料和涂层应选择吸收率ρa→0，反射率ρs→1，而对于太阳帆板，则希望吸收率ρa→1，反射率ρs→0，以保证太阳能电池阵的光电转化效率；假设6：根据关于中心本体太阳光压力矩的推论，可以忽略中心本体的光压力矩；假设7：由于本发明的控制方案是基于光压力矩辅助姿态稳定控制，因此不会涉及到较大角度的机动，因此三轴的姿态角均处于一定的小角度范围内；假设8：两个相对安装的太阳帆板是关于本体系X轴轴对称的，因此有r1＝-r2，rj(j＝1,2)为航天器中心刚体质心到帆板质心的方向矢量；步骤2：建立带挠性附件的挠性航天器的动力学模型和线性化的航天器姿态运动学方程；具体包括如下步骤：步骤2.1：定义坐标系本发明针对对象为带两个太阳帆板加中心刚体的航天器，运行的轨道为日心轨道坐标系；a.日心惯性坐标系fe(oexeyeze)日心惯性坐标系的原点固连在太阳中心上，oexe轴在黄道平面内，指向某个恒星，oeze轴垂直于黄道平面，oeye在黄道平面内，根据与轴oexe、oeze轴满足右手定则；b.日心轨道坐标系fo(ooxoyozo)日心轨道坐标系的原点固连在航天器质心oo，oozo轴指向太阳中心，ooxo轴位于日心轨道平面内，垂直于oozo轴，并指向航天器运动方向，ooyo与ooxo轴、oozo轴构成右手坐标系；该2CN110119153A权利要求书2/5页坐标系随着航天器的轨道运动以角速度ωo绕ooyo轴负向旋转，ωo即为航天器的轨道角速度；c.本体坐标系fb(obxbybzb)此坐标系与航天器固连，原点ob位于航天器质心，obxb轴指向航天器运动方向，为滚动轴，obzb轴垂直于飞行轨道平面指向飞行器下方，为偏航轴，obyb与obx