电磁编队卫星姿态和轨道相对控制方法.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CN106094854A(43)申请公布日2016.11.09(21)申请号201610561867.3(22)申请日2016.07.15(71)申请人中国人民解放军装备学院地址101416北京市怀柔区八一路1号(72)发明人胡敏宋俊玲杨茗棋姚红王卫杰张大曦郭光衍蔡庆雄(74)专利代理机构北京市盛峰律师事务所11337代理人席小东(51)Int.Cl.G05D1/08(2006.01)G05D1/10(2006.01)权利要求书7页说明书20页附图2页(54)发明名称电磁编队卫星姿态和轨道相对控制方法(57)摘要本发明提供一种电磁编队卫星姿态和轨道相对控制方法，步骤1，包括以下步骤：建立姿态动力学方程；根据步骤1建立的四元数描述的线性形式的姿态动力学方程、体坐标系下的姿态动力学方程和刚体卫星的动力学方程，设计得到卫星姿控系统反馈控制律。步骤3：根据步骤2提出的反馈控制律，对电磁编队卫星姿态和轨道进行相对控制。优点为：建立了姿态动力学方程、相对运动动力学方程及电磁力和电磁力矩的模型，由此设计的卫星姿控系统反馈控制律、飞轮角动量磁卸载算法、大角度姿态机动方法、电磁编队飞行卫星运动控制器和磁偶极子的控制分配方法具有较好的工作性能，能够实现高效的电磁编队卫星姿态和轨道相对控制。CN106094854ACN106094854A权利要求书1/7页1.一种电磁编队卫星姿态和轨道相对控制方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1：建立姿态动力学方程；姿态动力学方程包括：(一)用四元数描述的线性形式的姿态动力学方程：其中：—描述航天器姿态四元数的一阶导数；ωxb、ωyb、ωzb分别代表体坐标系三个轴的转动角速度；q1＝cos(φ/2)；q2＝exsin(φ/2)；q3＝eysin(φ/2)；q4＝ezsin(φ/2)；φ—欧拉轴的旋转角；[exeyez]—欧拉轴的单位矢量；(二)体坐标系下的姿态动力学方程：其中：Ixb、Iyb、Izb分别为体坐标系下三个轴的转动惯量；Lxb、Lyb、Lzb分别为体坐标系下三个轴的力矩；(三)刚体卫星的动力学方程：其中：IT—卫星及飞轮整体的转动惯量；—卫星的角加速度；—飞轮的角加速度；Iw—反作用飞轮的转动惯量；ωB—卫星的角速度；ωw—体坐标系下飞轮的角速度；LB—体坐标系下的力矩；步骤2：根据步骤1建立的四元数描述的线性形式的姿态动力学方程、体坐标系下的姿态动力学方程和刚体卫星的动力学方程，设计得到卫星姿控系统反馈控制律；2CN106094854A权利要求书2/7页本步骤具体包括：步骤2.1，假定当前四元数为q，期望四元数为qc，则误差四元数qe的定义为：假定当前角速度为ω，期望角速度为ωc；则误差角速度ωe的定义为：ωe＝ω-ωc(2)步骤2.2，基于误差四元数和误差角速度的姿态动力学模型可被描述为其中：I—整星的惯量矩阵；—误差角加速度；—期望角加速度；H—整星的角动量，H＝IBωB+Iwωw；IB—卫星的转动惯量；u—反作用飞轮的控制力矩，u＝Iwωw；Md—外部干扰力矩；ME—地磁场引起的干扰力矩；—误差四元数的一阶导数；步骤2.3，将地球磁场近似为一个以地球为中心的偶极子；非线性控制系统的非线性部分能够利用反馈线性化方法被抵消，从而提出反馈控制律：其中：P，D—正定增益矩阵，通常被设计为对角矩阵；Tqe123—误差四元数中的三个分量qe1、qe2、qe3组成的列向量，qe123＝[qe1qe2qe3]；步骤3：根据步骤2提出的反馈控制律，对电磁编队卫星姿态和轨道进行相对控制。2.根据权利要求1所述的电磁编队卫星姿态和轨道相对控制方法，其特征在于，步骤3具体为：在根据步骤2提出的反馈控制律对电磁编队卫星姿态和轨道进行相对控制时，在控制过程中，实时判断是否发生磁饱和现象，如果发生，采用飞轮角动量磁卸载算法卸载磁力矩。3.根据权利要求2所述的电磁编队卫星姿态和轨道相对控制方法，其特征在于，在控制过程中，实时判断是否发生磁饱和现象，如果发生，采用飞轮角动量磁卸载算法卸载磁力矩，具体为：步骤3.1，假设反作用飞轮的冗余转动惯量为ΔH；在控制过程中，实时测量飞轮所处磁场B，判断是否满足以下的磁卸载条件：45°＜(B,ΔH)＜135°(30)如果满足，进一步判断磁场B是否垂直于ΔH，如果不垂直，则按式(37)计算得到磁卸载3CN106094854A权利要求书3/7页力矩值Tunloading，并将该磁卸载力矩值Tunloading施加于飞轮中，使其反向转动，进行磁卸载：|B|—飞轮所处磁场B的大小；K—增益系数；如果B垂直于ΔH，则按下式(38)计算得到磁卸载力矩值Tunloading，并将该磁卸载力矩值Tunloading施加于飞轮中，使其