一種航天器在慣性系內(nèi)的角動量控制方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種航天器在慣性系內(nèi)的角動量控制方法，該方法采用在慣性系內(nèi)進(jìn)行三軸穩(wěn)定控制，通過將執(zhí)行機(jī)構(gòu)的角動量、三軸姿態(tài)角信息進(jìn)行反饋設(shè)計得到反饋控制器，該方法不需要重力梯度力矩大于氣動力矩，保證長期穩(wěn)定飛行而執(zhí)行機(jī)構(gòu)不飽和，可應(yīng)用于無法配置磁力矩器或磁力矩器出現(xiàn)故障，而又無法或不希望采用噴氣方式進(jìn)行卸載的航天器姿態(tài)控制中。
【專利說明】一種航天器在慣性系內(nèi)的角動量控制方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種角動量控制方法，屬于航天器姿態(tài)控制領(lǐng)域。

【背景技術(shù)】
[0002] 采用角動量交換執(zhí)行機(jī)構(gòu)（飛輪、控制力矩陀螺）進(jìn)行姿態(tài)控制的航天器長期在 軌飛行時，在空間環(huán)境干擾力矩的作用下，會導(dǎo)致執(zhí)行機(jī)構(gòu)角動量增長，進(jìn)而達(dá)到飽和，因 此必須進(jìn)行角動量卸載。目前主要的卸載方式包括磁力矩器卸載、噴氣卸載。
[0003] 由于空間站的慣量大，所受的環(huán)境力矩也大，如國際空間站最大氣動力矩達(dá)到 8. 8Nm，如此大的外干擾力矩引起的角動理積累不可能采用磁力矩器來完成卸載，因此空間 站均利用重力梯度力矩來進(jìn)行角動量的管理。
[0004] 國際空間站采用力矩平衡姿態(tài)（Torque Equilibrium Attitude, TEA)的思想，利 用三軸姿態(tài)實時調(diào)整，達(dá)到重力梯度力矩與氣動力矩在軌道周期內(nèi)的平衡，三軸姿態(tài)活動 范圍為15°。國際空間站實際上是利用重力梯度力矩來平衡氣動力矩，因此空間站的慣量 特性必須滿足一定約束條件，即其主慣性軸必須相差較大，才能產(chǎn)生足夠的重力梯度力矩 來平衡氣動力矩，但這個要求有時候并不能得到滿足，如我國空間站在早期只有一個核心 艙在軌時，由于艙體呈細(xì)長構(gòu)型，俯仰軸與偏航軸轉(zhuǎn)動慣量接近，就無法產(chǎn)生足夠的重力梯 度力矩，因此也無法利用力矩平衡姿態(tài)控制進(jìn)行角動量控制。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 本發(fā)明解決的技術(shù)問題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種航天器在慣性系內(nèi)的 角動量控制方法，該方法不需要重力梯度力矩大于氣動力矩，即能完成角動量控制，從而保 證執(zhí)行機(jī)構(gòu)不飽和。
[0006] 本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：一種航天器在慣性系內(nèi)的角動量控制方法，包括以下 步驟：
[0007] (1)在慣性坐標(biāo)系內(nèi)建立航天器俯仰軸、滾動軸、偏航軸上的控制器，形式如下：

【權(quán)利要求】
1. 一種航天器在慣性系內(nèi)的角動量控制方法，其特征在于包括以下步驟： (1) 在慣性坐標(biāo)系內(nèi)建立航天器俯仰軸、滾動軸、偏航軸上的控制器，形式如下：
其中，[Tx Ty Τζ]τ為慣性坐標(biāo)系內(nèi)航天器滾動軸、俯仰軸以及偏航軸上的控制 力矩；[θχ ey Θζ]τ為慣性坐標(biāo)系內(nèi)航天器滾動軸、俯仰軸以及偏航軸上的姿態(tài)角； [4么武了為慣性坐標(biāo)系內(nèi)航天器滾動軸、俯仰軸以及偏航軸上的角速度； Η_ζ]τ為慣性坐標(biāo)系內(nèi)航天器滾動軸、俯仰軸以及偏航軸上控制力矩陀螺的角動量； ^xd ^xl =[^ζ/? ^zp ^zi ] = , kyi>kyp> kyd 為正的常值，kyp = J2(nc〇。)2, kyd = 1. 4J2nc〇Q，kyi = 0· 01kyp，n = 40 ?100 ; 其中 Bx、Sx 滿足方程 <SX +SXAX -SxBxBlSx +QX = 0
Qx計算得到Sx ; 其中Bz、Sz滿足方程A義+ S人-SZBZB$Z 4 Q，0
Qz計算得到Sz; Λ、J2、J3為航天器在軌飛行時滾動軸、俯仰軸以及偏航軸上的主轉(zhuǎn)動慣量，為軌道 角速度。 (2) 星敏感器實時測量慣性坐標(biāo)系內(nèi)航天器在軌飛行時滾動軸、俯仰軸以及偏航軸上 的姿態(tài)角θχ、0y、θ ζ，并將測得的姿態(tài)角傳送給地面控制計算機(jī)； (3) 角速率陀螺實時測量慣性坐標(biāo)系內(nèi)航天器在軌飛行時滾動軸、俯仰軸以及偏航軸 上的角速度4、<、4,并將測得的角速度傳送給地面控制計算機(jī)； (4) 航天器在軌飛行時滾動軸、俯仰軸以及偏航軸上的控制力矩陀螺分別將自身實時 角動量H。^、H"gy、H Mgz傳送給地面控制計算機(jī)； (5) 地面控制計算機(jī)根據(jù)步驟（2)、（3)和（4)得到的航天器在軌飛行時滾動軸、俯仰 軸以及偏航軸上的姿態(tài)角，角速度和角動量，以及步驟（1)中建立的控制器，得到航天器滾 動軸、俯仰軸以及偏航軸上的控制力矩T x、Ty、Tz，并將該控制力矩以指令的形式上傳給控制 力矩陀螺，控制力矩陀螺對接收到的控制力矩指令進(jìn)行解算后以該控制力矩控制航天器的 在軌飛行； (6) 重復(fù)執(zhí)行步驟（2) -（5)，在步驟⑴建立的控制器的作用下使航天器處于穩(wěn)定飛 行狀態(tài)，控制力矩陀螺的角動量H。^、H^y、H"gz維持一個固定值，從而實現(xiàn)角動量控制。
【文檔編號】B64G1/28GK104290925SQ201410514465
【公開日】2015年1月21日 申請日期:2014年9月29日 優(yōu)先權(quán)日:2014年9月29日
【發(fā)明者】張軍, 何英姿, 張錦江 申請人:北京控制工程研究所