航天器的姿态跟踪控制系统及方法.docx

航天器的姿态跟踪控制系统及方法专利名称：航天器的姿态跟踪控制系统及方法技术领域：本发明属于航天器控制技术研究领域，涉及一种航天器的姿态跟踪控制系统 及方法，尤其涉及一种适用于偏置动量小卫星的新型姿态跟踪控制系统及方法背景技术：从上世纪九十年代起，微小型应用卫星，成为航天技术的研究热点，在众多 领域展现出广泛的应用前景卫星的姿态控制系统，是卫星系统的核心组成部分，其技术水平直接决定卫 星能够承担的应用任务和实现的在轨功能，如通信、成像、探测、空间编队、伴 随飞行等等为了正确、高效、可靠的完成这些任务，要求将卫星姿态正确的定 向在给定的空间方向上，或者是保证星上有效载荷对空间的特定目标定向、跟踪 或扫描对于要求快速姿态机动或跟踪能力的现代小卫星， 姿控系统通常采用下列方案实现第一种方案是借鉴传统卫星的技术途径，采用"三轴反作用轮控制为主、》兹 控手段辅助"构成姿态控制系统，尽管控制能力得以保证，但由于需同时采用3 台或4台反作用轮，单台重量约数公斤；同时，常规轮控方法要求精确的星体角 速度信息，要求系统中必须采用较高精度水平的陀螺仪表作为测量部件配合工 作基于上述两方面原因，造成姿控系统质量大、功耗水平高、复杂度高、成本 高、研发周期长，整星的功能密度难以提高。

第二种方案是采用喷气推力控制器，利用高速喷射工质实现动量交换而获得控制力矩，维持卫星姿态的空间指向限于当前技术水平，适用于小卫星平台的 姿控推进系统并不多，主要采用冷气系统实现由于管路系统设计复杂，且必须 釆用精密加工工艺以适应小卫星平台，研制成本高、周期长由于喷口阀门为可 动部件， 一旦出现闭合失效，则工质很快泄露，因而可靠性低是喷气控制方案的 第二个缺点另外，喷气推力系统工质有限，全部消耗后则系统失效，因而不适宜长期工作，仅能应用于在轨寿命较短的小卫星任务第三种方案是采用偏置动量系统，仅在俯仰方向安装一个恒定转速的偏置动 量轮，依赖高速转动轮体的定轴性，使星体沿轨道面法线方向获得指向稳定能力 和强抗干扰能力，在滚动和俯仰方向以磁力矩器实现控制稳定该方案实现的控制系统组成简单，质量和功耗均较低，但缺点是偏置动量轮只起稳定作用，其 内部通常无限流环节，调速和力矩输出特性为短时尖峰性质，难以实现有效的姿 态调节，应用效率低，姿态稳定精度不高；磁力矩器系统的控制力矩小，姿态稳 定和才/U动控制能力丰交弱，不能适应大范围快速姿态跟踪应用需求传统基于反作用轮的姿态控制系统，多采用比例-积分-微分(简称PID)控 制方法，控制回路结构原理如图l所示，控制律设计如公式(la-lc)所示。

= (公式la) )=《Pe(0 + ^〖々H, + Xi)^^ (公式lb)懇,2 + A (公式lc)其中，"0为控制偏差，《"为期望姿态角，《"(为输出姿态角，&、 &、 & 分别为比例增益、积分增益、^微分增益，^"为控制器中实现的传递函数可以看出，采用PID控制方法，对姿态测量单机、特别是陀螺仪的要求很高， 微分控制项(D控制项)对角速度测量信息中的噪声相当敏感，只有引入复杂的 低通滤波或校正环节才能部分消除该项影响另一方面，反作用轮本身的动态力 矩输出范围也要求很高，能够兼顾大姿态偏差时的控制快速性、稳态控制时的指 向精确性，而此类反作用轮产品的质量、功耗、研制成本相当高基于上述原因， 现有技术条件下在小卫星平台实现反作用轮控制并非最优方案，消耗系统资源较 多发明内容本发明所要解决的技术问题是提供一种适用于偏置动量小卫星的新型姿态 跟踪控制系统，巧妙实现了星体俯仰轴的快速控制能力，同时不要求使用高精度复杂陀螺仪表，显著降低系统对角速度信息的依赖另外，本发明还提供了 一种上述姿态跟踪控制系统的姿态跟踪控制方法为解决上述技术问题，本发明采用如下技术方案 一种航天器的姿态跟踪控制系统，其包括姿态测量部件，用以获取航天器的姿态信息，输出与姿态参数成函数关系的 信号；姿态控制器，用以根据所述姿态测量部件获取的信息和制导指令按设定控制 规律进行运算、校正和放大并输出控制信号至控制执行部件；控制执行部件，包括磁力矩器、偏置动量轮、斜开关控制单元；所述斜开关 控制单元用以控制偏置动量轮的转速控制量；动量轮施加的转速控制量formula see original document page 7e代表俯仰姿态角，^代表俯仰角速度，K代表S-^相平面上实现变向控制 的切换线斜率，《为设计的角度测量误差，^为设计的稳态环角速度误差， A…^为各次施控时的转速控制刻度。

一种上述姿态跟踪控制系统的姿态跟踪控制方法，该方法包括动量轮施加的转速控制步骤动量轮施加的转速控制量formula see original document page 7^代表俯仰姿态角，^代表俯仰角速度，K代表^-^相平面上实现变向控制 的切换线斜率，《为设计的角度测量误差，4+为设计的稳态环角速度误差，7i…7"为各次施控时的转速控制刻度进一步地，所述方法包括俯仰姿态的跟踪控制步骤(1) 获取由导引律环节输出的期望俯仰角dSUa、及由导引律环节输出的 期望角速度dSitaDot;(2) 若ldSitaDot1〉0. 1,且dSi ta*dSi taDot〈0,则执行步骤(3)，否则执 行步骤(5 );(3) 判断是否为初始控制时间段；若判断不是初始控制时间段，则修正参 数dV赋值为笫一常数dVl，若判断是初始控制时间段，则修正参数dV赋值为第 二常数dV2;执行步骤(4);其中，第一常数dVl、第二常数dV2均表示动量轮 转速控制刻度；dVl〉 dV2;(4) 判断是否需要切换控制，若formula see original document page 8动量轮输出控制电 压V=V+dV;否则动量專仑输出控制电压V=V-dV;其中，K为常数，表示切换控制 参数；(5) 若ldSitaDotKO. 3且dSita〉10，则执行步骤(6);(6) 若dSita〉0，动量轮输出控制电压V=V-G,否则，动量轮输出控制电压 V=V+G;其中，G为常数，表示大刻度控制参数。

本发明的有益效果在于本发明提出的小卫星的姿态跟踪控制方法，在常规 偏置动量系统的基础上，创新性提出一种新颖的"斜开关-双边极限环"轮控策 略，巧妙实现了星体俯仰轴的快速控制能力，同时不要求使用高精度复杂陀螺仪 表，显著降低系统对角速度信息的依赖本发明控制系统兼有偏置系统的三轴稳 定和高可靠等特点，同时可在俯仰方向实现大力矩反作用控制，获得很强的姿态 跟踪控制能力；系统组成简单、质量轻、功耗小，适合小卫星平台使用图1为传统反作用轮控制系统的PID控制结构框图图2为本发明实现的微小卫星姿态控制系统组成原理框图图3为典型的姿态控制回路结构原理图图4为本发明方法切换控制律示意图图5-1为释放后20分钟内，相对位置关系示意图 图5-2为实现理想跟踪的期望俯仰角曲线示意图 图6为俯仰姿态的跟踪控制算法流程图图7为角速率测量存在噪声，极限环控制方法的跟踪效果示意图 图8为角速率测量存在噪声，极限环控制方法的跟踪误差示意图 图9为角速率信息无噪声，PID控制方法的跟踪效果示意图 图IO为角速率信息无噪声，PID控制方法的跟踪误差示意图 图11为角速率信息存在噪声，PID控制方法的跟踪效果示意图 图12为角速率信息存在噪声，PID控制方法的跟踪误差示意图。

具体实施例方式下面结合附图详细说明本发明的优选实施例 实施例一请参阅图2，本发明揭示了一种航天器的姿态跟踪控制系统，其包括姿态 测量部件、姿态控制器、控制执行部件姿态测量部件用以获取航天器的姿态信 息，输出与姿态参数成函数关系的信号；姿态控制器用以根据所述姿态测量部件 获取的信息和制导指令按设定控制规律进行运算、校正和放大并输出控制信号至 控制执行部件；控制执行部件包括磁力矩器、偏置动量轮、斜开关控制单元；所 述斜开关控制单元用以控制偏置动量轮的转速控制量如图2所示，姿态测量部件(姿态敏感部件)包括微型太阳敏感器、微型磁 强计和微型陀螺，控制执行部件包括微型动量轮、三轴磁力矩器、斜开关控制单 元(图未示)典型的控制回路结构原理图如图3所示本发明针对微型偏置动量轮，提出一种新颖的斜开关切换控制方法，设计如下(公式2a)formula see original document page 10(公式2b)公式(2)中，P代表俯仰姿态角，^代表俯仰角速度，K代表0-^相平面上实现变向控制的切换线斜率，《为设计的角度测量误差，^+为设计的稳态环角 速度误差，t为要求动量轮施加的转速控制量，A…K为各次施控时的转速控制 刻度。

设计K取值为正时，切换线斜率为负，保证了系统轨迹往相平面中心收敛， 最终稳定在极限环上，如图4所示对于控制律公式(2),设定系统初始姿态误差状态e能以最短时间将俯仰姿态稳定到极限环上的最优^值为formula see original document page 10其中，"代表施加控制力矩时产生的角加速度选定K值后，将^、 ^稳定到极限环上需要的时间，完全由轮速控制量(即") 决定formula see original document page 10观察控制律公式(2)可以看出，本发明中，角速率信息的绝对值，没有直 接参与控制量的计算，仅用于判断相点状态，短时的陀螺测量噪声或信号突跳不 会影响系统的全局稳定性>因而能够显著降低对星上角速度测量精度的要求动量轮控制量^的取值，决定了控制收敛的快速性，同时影响稳态环的角度、 角速度精度本发明中将动量轮控制量r设计为多档可调，即可取多种不同刻度 值(^;…K )，从控制初始姿态角的快速性出发，在起控前期使用大转速控制 刻度，保证俯仰姿态的快速捕获和稳定能力；在基本实现稳定跟踪后，使用小控制刻度，保证远距离成像时的指向精度和稳定度公式3)综上所述，本发明巧妙实现了星体俯仰轴的快速控制能力，同时不要求使用 高精度复杂陀螺仪表，显著降低系统对角速度信息的依赖。

本发明控制系统兼有 偏置系统的三轴稳定和高可靠等特点，同时可在俯仰方向实现大力矩反作用控制，获得很强的姿态跟踪控制能力；系统组成简单、质量轻、功耗小，适合小卫 星平台使用实施例二本发明中提出的姿态跟踪控制方法和系统，已在神舟七号飞船微小型伴随卫 星上得到成功应用，在释放后大角度对飞船跟踪观测和变轨指向保持等阶段，发 挥重要作用，在轨控制效果和飞行实例说明如下一、伴随微小卫星的姿控系统主要硬件组成(1) 微型太阳敏感器作为主要姿态测量部件，与其它姿态敏感器一起构 成组合姿态测量系统，应用于卫星的定姿太阳敏感器的主要指标如下敏感器4见场 ±60°x±60 测量精度 1°(2) 微型磁强计作为系统中重要姿态敏感器，不受光照、视场等因素的影响，广泛应用于低轨卫星的姿态确定中 >磁强计的主要指标如下 量程 土55000"r测量精度 50 nT(3) 微型陀螺作为惯性敏感器，用于测量卫星的惯性速率伴星姿控系 统沿俯仰方向安装一台微型陀螺，主要指标如下角速率测量精度 0.2° /s ' 陀螺漂移 6 ° /h(4) 微型动量轮动量轮是实现偏置动量稳定和俯仰大角度动态跟踪的主要执行机构指标如下额定角动量 0. 5 Nms可控转速范围 3000 ±800 rpm转速调节能力 40rpm / 1秒(5)微型磁力矩器磁力矩器是实现章动、进动控制和飞轮平稳连续卸载的基本执行部件。

主要 指标如下指令电压 -5V — +5V额定输出磁矩 -4. 0 _ +4. 0 Am2二、。