一種對地定向空間站的姿態(tài)控制和角動量管理方法
【專利摘要】一種對地定向空間站的姿態(tài)控制和角動量管理方法，基于自抗擾的思想首先設計一個線性二次型控制器作為基本控制器以滿足空間站姿態(tài)的穩(wěn)定控制需求，同時在姿態(tài)三軸分別設計一個觀測器在線觀察各軸所受外擾的總和并進行辨識，通過設計合理的補償控制律，可以在滿足空間站姿態(tài)控制要求的同時實現(xiàn)角動量的管理，從而避免控制力矩陀螺角動量因急劇增長快速飽和。本發(fā)明方法可以避免現(xiàn)有空間站姿態(tài)控制和角動量管理采用內模原理需要兩倍擴充系統(tǒng)維數(shù)的問題，并可同時抑制常值以及1倍到4倍軌道頻率的諧波干擾。
【專利說明】
-種對地定向空間站的姿態(tài)控制和角動量管理方法
技術領域
[0001] 本發(fā)明屬于航天器控制領域，具體設及一種航天器的姿態(tài)控制和角動量管理方 法。
【背景技術】
[0002] 空間站作為大型復雜的航天器，其質量很大，受到的氣動力矩強達IONm,由此造成 空間站的執(zhí)行機構一一控制力矩巧螺容易快速飽和而需要頻繁卸載。如果采用磁力矩器進 行卸載，則需要設計7KW的磁力矩器，目前運在工程上還無法實現(xiàn)。因此只能采用噴氣卸載 的方式，而噴氣卸載會造成燃料的頻繁消耗，影響空間站的在軌壽命。另外，長壽命的設計 要求還需要空間站在進行姿態(tài)控制的同時進行必要的角動量管理。
[0003] NASA在研制國際空間站期間，提出了基于內模原理的實時角動量管理方案，實現(xiàn) 了對地定向空間站的本體系和軌道系的姿態(tài)控制和角動量管理。北京控制工程研究所在我 國空間站預研期間也提出了基于內模原理的慣性系中角動量管理方法。
[0004] 目前對地定向空間站采用內模原理抑制常值和1到2倍軌道頻率外擾時，是在整個 閉環(huán)系統(tǒng)中串入需抑制的外擾內模，運就需要將系統(tǒng)擴到24維，并設計一個3X24維的線性 二次型調節(jié)控制器，且只能應對常值、1倍W及2倍軌道角速度氣動干擾力矩，一旦更高頻率 的干擾力矩產生作用，那么除非在系統(tǒng)中再串入對應于更高頻率擾動的內模進一步對系統(tǒng) 擴維重新設計控制器，否則將無法達到良好的控制目標，而維數(shù)的增加顯然會進一步增加 系統(tǒng)的復雜度W及運算量。

【發(fā)明內容】

[0005] 本發(fā)明解決的技術問題是:克服現(xiàn)有技術的不足，針對對地定向模式下的空間站， 提供了一種無需對系統(tǒng)擴維的姿態(tài)控制和角動量管理方法，同時能夠抑制常值W及1倍到4 倍軌道頻率的氣動力矩，實現(xiàn)姿態(tài)控制目標的同時維持控制力矩巧螺角動量不積累。
[0006] 本發(fā)明的技術解決方案是：一種對地定向空間站的姿態(tài)控制和角動量管理方法， 包括如下步驟：
[0007] (1)運用基于極點配置的線性二次型調節(jié)器設計空間站無干擾情況下姿態(tài)控制和 角動量管理的基本控制器K;
[000引基本控制器K的設計方法如下： _ 0 化 Q ] 0
[0009] (11)輸入系統(tǒng)矩陣A= Al:.心0，輸入矩陣B= -S,，獲得矩陣A的維數(shù)n，獲得矩陣B -。。'年」 L巧' 的列數(shù)m;其中地是3 X 3單位陣

'空間站的固有慣量
W。為空間站的 軌道角速率；
[0010] (12)判斷A是否滿足相對穩(wěn)定度：
i中Re(MA))表示 系統(tǒng)矩陣A的各特征根的實部；
[00川如果滿足，則給Riccati方程的變量賦初值丫日=1 J = I ,Aj=A,Po = On,Qo = On;
[001 2] 如果不細足，則令Qo = On , R = Idm,其中On為n階零陣，Idm為m階的單位陣,求解如下 的Riccati方程得到Po;
[0013]
[0014] 然后令丫 0 = 1，j = 1 ,Aj =A- 丫 oBR-VPo，其中 Idn為n階的單位陣；
[0015] (13)求解如下的Riccati方程得到Qj
[0016] Q 巧 R-IrTq 廣 Qj(-Aj2)-(-Aj2)TQj = 〇n
[0017] (14)令C = O.Strace(BR-IRTQj) ,trace為求解矩陣的跡；
[001引若C = O則轉入步驟（15);
[0019] 否則求解下式得到Pj
[0020] P 巧 R-IRTp 廣 PjA-ATp 廣 Qj = On
[0021] 然后令a = trace (BR-iRTpj)，b = trace (BR-iRTpjAj)，記 =A廣丫巧R-iRTpj，i = i+1，回到巧驟（13);
[0022] (15)判I
[0023] 如果滿足，則令Pj+i = 〇, 丫 j+i = 〇;
[0024] 如果不滿足，則求解如下Riccati方程得到Pw，
[0025]
[0026] 然后令丫 W = I ,Aw=Aj- 丫 j+iBR-VPj+i;
[0027] (16)計算得 I
[0028] (2)在空間站=軸姿態(tài)控制通道設計一個2階的線性擴張狀態(tài)觀測器，并通過調試 得到=軸各觀測器的設計參數(shù)ell，el2，i = x，y，z，其中x為滾動軸，y為俯仰軸，z為偏航軸；
[0029] 其中的擴張狀態(tài)觀測器為：
[0030]
[003。其4
I系數(shù)扣1，扣2保證多 項式 s2+0iis+0i2 是 Hurwitz 的，
[0032]
[0033] WitDtal為空間站=軸各自所受的外擾參數(shù)。
[0034] (3)利用星敏感器實時測量得到空間站本體相對軌道的姿態(tài)角0x0y0z，利用角速率 巧螺實時測量得到空間站本體相對軌道的姿態(tài)角速度4今4，從空間站的=軸控制力 矩巧螺實時獲取其角動量hx hy hz;
[0035] (4)根據(jù)步驟(2)設計的線性擴張狀態(tài)觀測器W及步驟(3)獲取的不同時刻的空間 站姿態(tài)信息，估計得到空間站=軸各自所受的外擾參數(shù)，并根據(jù)所述外擾參數(shù)計算得到各 軸需補償?shù)母蓴_分量A Uxd A Uyd A Uzd, W及角動量管理通道需抵消的角動量分量A hx A hy A hz；
[0036] 其中估計得到空間站S軸各自的外擾參掛的方巧為，
[0037] (41)將各軸的理論外擾總和記夫
本體系中空間站 =軸所受氣動力矩關
然后將Witcrtal分解為如下形式表達， Witotai=bi〇+biisin( 〇Dt)+bi2sin(2〇Dt)+bi3sin(3〇Dt)+bi4sin(4〇Dt)，bi〇為常值分量，后續(xù)為軌 道頻率倍數(shù)的諧波分量，定義
[003引（42)利用觀測器在線運行得到t化），*化+1)，*化+2)，*化+3)，*化+4)時刻對應的 氣動干擾力矩Zi2[t化）]Zi2[t化+l)]Zi2[t化+2)]Zi2[t化+3)]Zi2[t化+4)]，運用下式得到氣 動力矩參數(shù)的估計值，
[0039]
[0040] (43)采用如下公式計算補償?shù)母蓴_分量，W及角動量管理通道要抵消的角動量分 量，
[0041]
[0042]
[0043] (5)利用如下控制器計算得到空間站S軸對應的控制力矩Ux Uy山；
[0044] 控制器如下：
[0045]
[0046]其中U=[Ux Uy Uz]T，目=[目X 目y 目z]T，f) = jA 4 ，h=[hx hy hz]T，Ah=[A hx Ahy Ahz]T:
[0047]本發(fā)明與現(xiàn)有技術相比的優(yōu)點在于:本發(fā)明基于自抗擾的思想設計空間站的姿態(tài) 控制和角動量管理方案。通過設計2階觀測器在線估計空間站所受的外擾，可W避免原來基 于內模原理需要擴充系統(tǒng)維數(shù)的問題。觀測器得到空間站=軸所受外擾估計值后，通過辨 識算法可W得到外擾的常值分量和1到4倍軌道頻率的諧波分量，通過合理的補償方案實現(xiàn) 最后姿態(tài)控制精度和角動量管理的折衷。本發(fā)明方法成功避免了基于內模原理抑制常值和 1到4倍軌道頻率的諧波外擾需要將系統(tǒng)維數(shù)擴充到36維，從而避免了系統(tǒng)復雜度的提升W 及運算量增大的問題。
【附圖說明】
[004引圖1為本發(fā)明方法的流程圖；
[0049] 圖2為本發(fā)明空間站姿態(tài)控制和角動量管理系統(tǒng)組成結構圖。
【具體實施方式】
[0050] 本發(fā)明的基本思想是避免原有的空間站姿態(tài)控制和角動量管理采用內模原理需 要兩倍擴充系統(tǒng)維數(shù)的問題，而是基于自抗擾的思想首先設計一個線性二次型控制器作為 基本控制器滿足姿態(tài)的穩(wěn)定控制需求，同時=軸分別設計一個觀測器觀察各軸所受的總和 外擾，并進行辨識，通過合理的補償，可W在滿足空間站姿態(tài)控制要求的同時實現(xiàn)角動量管 理，即避免控制力矩巧螺角動量急劇增長快速飽和。
[0051] 如圖1所示，為本發(fā)明方法的流程框圖。本發(fā)明方法首先根據(jù)本體系中空間站的姿 態(tài)控制和角動量管理的動力學模型及總體提供的空間站物理參數(shù)離線運用極點配置的線 性二次型調節(jié)器設計系統(tǒng)的基本控制器K，=軸分別設計一個2階線性擴張狀態(tài)觀測器，同 時離線預調得到觀測器的相關參數(shù)。然后將設計的控制器和觀測器參數(shù)上傳到星載計算 機，星載計算機的姿態(tài)控制單元根據(jù)設計的觀測器在線實時估計各軸無法測量的氣動力 矩，同時在線辨識氣動力矩參數(shù)，根據(jù)設計的控制律和補償算法，對氣動力矩進行合理的補 償，實現(xiàn)對地定向空間站在本體系中的姿態(tài)控制和角動量管理。
[0052] W下對本發(fā)明方法的步驟進行詳細的說明。
[0053] (1)首先定義空間站本體坐標系Sb(Oxyz):其原點在空間站質屯、0，X軸沿空間站內 某特征軸方向，Z軸也為空間站內某特征軸方向，y軸與其它兩軸構成右手坐標系。一般的， =軸通常取為空間站慣性主軸方向，即X軸為滾動軸，V軸為俯仰軸，Z軸為偏航軸。
[0054] 在此條件下，設本體系中空間站的慣量
其中Ii，l2，l3為S軸主 慣量，其中的非對角線元素 Ipq, {p，q=l，2,3}為空間站慣量積，I作為空間站固有物理參數(shù) 在總體設計時即已確定。對應S軸控制力矩巧螺的角動量h =比X hy hz ] T，輸出的控制力矩 為U= [Ux Uy Uz]T，設本體系中空間站S軸所受氣動力矩為W= [Wx Wy Wz]T，空間站本體相對 軌道的滾動角、俯仰角與偏航角為0=[0x 0y 0z]T，角速度為^二[為^么了，空間站的軌 道角速率為《0,由此得到系統(tǒng)的狀態(tài)變量X =|> # 。
[0055] 在本體系中建立空間站=軸禪合的動力學方程如下：
[0化6]

[0化引動力學方程中，^0是本體系中空間站的姿態(tài)角動力學表達，^0是本體系中姿態(tài) dt dt 角速度的動力學表達，運兩個表達式組成了空間站的姿態(tài)控制通道^々是控制力矩巧螺的 山 動力學方程，代表的是空間站的角動量管理通道。
[0059] 各軸的氣動干擾力矩在本體系中可W分解成常值分量加諧波分量如下：
[0060] wi = ai〇+aiisin( c〇Dt)+ai2sin(2 c〇Dt)+a^sin(3c〇Dt)+ai4sin(4c〇Dt)(i = x，y，z)
[0061 ]其中ai日為i軸氣動力矩常值部分，曰11，曰12，曰31，曰14為1軸氣動力矩各軌道頻率諧波 分量部分。
[0062] (2)鑒于W往的空間站姿態(tài)控制和角動量管理都是運用內模原理并結合基于極點 配置的線性二次型調節(jié)器設計控制方案。本發(fā)明方法運用基于極點配置的線性二次型調節(jié) 器設計空間站無擾情況下姿態(tài)控制和角動量管理的3 X 9維的基本控制器K。
[0063] 對于如下所示的線性時不變系統(tǒng)
[0064]
[0065] 其中x(t)為n維列向量，u(t)為m維列向量。
[0066] 線性二次型最優(yōu)控制化QR)即為設計一個輸入量u(t)使得如下的性能指標最小
[0067]
[006引其中Q為n Xn的非負陣，R為m Xm的正定陣。
[0069] 滿足如上性能指標的u(t)的最優(yōu)解為
[0070] u(t)=-Kx(t)=-rVPx(t)
[0071 ] 其中P為n X n的非負陣，是如下Riccati方程的解。
[0072] PBR-IBTp-PA-ATp-Q = On
[0073] 經(jīng)過反饋控制輸入后的閉環(huán)系統(tǒng)變?yōu)?br>[0074]
[0075] 基于極點配置的線性二次型調節(jié)器設計方法詳細介紹如下。
[0076] Stepl ：
[0077] 輸入系統(tǒng)矩降
，輸入矩P
獲得矩陣A的維數(shù)n，獲得 矩陣B的列數(shù)m。判斷A是否滿足相對穩(wěn)定度：
，其中Re(AkU))表 示系統(tǒng)矩陣A的各特征根的實部。
[007引注:A中所有(n個)特征根的實部報^，稱為滿足。只要有一個不滿足，貝嚇為不 滿足。
[0079] 如果滿足，則給Riccati方程的變量賦初值丫日=1 ,j = l ,Aj=A,Po = On,Qo = On。
[0080] 如果不滿足，則令Qo = On,R= Idm，其中On為n階零陣，Idm為m階的單位陣，R-嗦示R 的逆，求解如下的Riccati方程得到Po。
[0081]
[0082] 然后令丫 0 = 1，j = 1，Aj = A- 丫 oBR-iRTpo，其中 Idn為n階的單位陣。
[0083] Step2：
[0084] 求解如下的Riccati方程得到Qj [00 化]Q 巧 R-VQj-Qj(-A/)-(-Aj2)TQj = 〇n [0086] StepS ：
[0087]令C = O.Strace(BR-IRTQj) ,trace為求解矩陣的跡。
[008引若C = O則轉入Step4;否則求解下式得到Pj
[0089] P 巧 R-IRTp 廣 PjA-ATp 廣 Qj = On
[0090] 然后令a = 1:race(BR-lBTpj),b = 1:race(BR-lB化Aj)，?
Aj+i=A廣丫巧R-iRTpj，j = j+1，回至化tep2。
[0091] Step4：
[0092] 判 i
,
[0093] 注:Ai+ 化中所有(n個)特征根的實部都《0,稱為滿足。只要有一個不滿足，貝U 稱為不滿足。
[0094] 如果滿足，則令Pj+i = 〇, 丫 j+i = 〇。
[0095] 如果不滿足，則求解如下Riccati方程得到Pj+i。
[0096]
[0097] 然后令丫 W = I ,Aw=Aj- 丫 j+iBR-VPj+i
[009引 StenS:
[0099]
[0100] St邱1~steps,是基于極點配置設計線性二次型調節(jié)器化QR)控制器的算法流程， 之所W設計LQR控制器作為基本控制器，是因為本發(fā)明采用的自抗擾思想是基于雙通道原 理來設計控制方案抑制系統(tǒng)擾動，首先可W設計一個系統(tǒng)無擾表達的基本控制器LQR控制 器來滿足系統(tǒng)的穩(wěn)定要求，最后通過擴張狀態(tài)觀測器來觀測系統(tǒng)所受外擾，并設計合理的 補償方案，實現(xiàn)擾動抑制的目的。
[0101] (3)根據(jù)步驟(1)建立的空間站S軸禪合的動力學方程，在S軸i = x，y，z姿態(tài)控制 通道設計一個2階的線性擴張狀態(tài)觀測器，并離線調試得到S軸觀測器的設計參數(shù)011，權2。
[0102] 觀測器設計方法如下：
[0103] 令
其中
，在=軸的姿態(tài)控制通道 將外干擾力矩總量WitDtal作為擴張狀態(tài)，得到角速度動力學方程擴張狀態(tài)形式如下：
[0104]
其中
，有
[0106]
[0107]
[0108] 針對擴張狀態(tài)動力學方程，各軸分別設計一個如下形式的擴張狀態(tài)觀測器得到角 速度觀測值Zil，W及各軸外擾總和觀測值Zi2 :
[0109]
[0110] E 多項式 s2+0iis+0i2 是 Hurwitz 的。
[0111] (4)地面工作人員將步驟(2)和(3)離線設計得到的空間站控制器K，W及2階線性 擴張狀態(tài)觀測器的參數(shù)權1，012,通過地面控制計算機上傳給星載計算機姿態(tài)控制單元。
[0112] (5)空間站運行時，其測量系統(tǒng)的星敏感器可實時測量得到空間站本體相對軌道 的姿態(tài)角0X 0y 0Z傳輸給星載計算機。
[0113] (6)空間站運行時，其測量系統(tǒng)的角速率巧螺可實時測量得到空間站本體相對軌 道的姿態(tài)角速度咬咬^^專輸給星載計算機。
[0114] (7)星載計算機姿態(tài)控制單元根據(jù)步驟(3)設計的觀測器W及上傳的觀測器參數(shù)， 在線估計得到各軸的外擾總和Zx2 Zy2 Zz2。
[0115] (8)星載計算機姿態(tài)控制單元在線迭代辨識得到各軸外擾的參數(shù)，并分析計算得 到各軸需補償?shù)母蓴_分量A Uxd A Uyd A Uzd, W及角動量管理通道需抵消的角動量分量A hx A hy A hz。
[0116] 詳細的設計算法如下：
[0117] Stepl:辨識總外擾參數(shù)。
[0118] 假設各軸的理論外擾總和可記為
詳見動力 學方程），將WitDtal分解為一個新的常值分量biO加上軌道鎖軍借數(shù)相巧的諧汲分量，可得如 下形式表達
[0119] Witotai = bi〇+biisin( ? 〇t)+bi2sin(2 ? 〇t)+bi3sin(3 ? 〇t)+bi4sin(4 ? 〇t) (i = x,y, Z) O
[0120] 需要說明的是，Zi2是用于估計Witotal = biW+di。也即Witotal是各軸真實所受外擾之 和的模型表達，是無法測量獲得的，Zi2是通過設計觀測器得到的WitDtal的估計值。
[01別]概屆擴張狀態(tài)觀測器輸出的總夕晰觀測值邸，運用迭代算法可辨識得到bi0，bil，bi2，bi3，bi4 AAA 巧 A A /\ /s r\ /\ 相應的估計值6,.。，的々.2,6?！?4。定義^=6,.0,;,,-=枯3邊(巧/) + 6。5的2邸)+如3;地巧,0 + 6,4 51〇(4句^ 貝 Ij 有 Zi2 = Zib+Zic。
[0122] 觀測器在線運行時可得到t化），*化+1)，*化+2)，*化+3)，*化+4)時刻對應的氣動 干擾力矩Zi2[Uk)] Zi2[t化+1)] Zi2[t化+2)] Zi2[t化+3)] Zi2[t化+4)]，鑒于氣動力矩的 諧波分量是R知頻率的巿弦巧I敬紐合，反巧下而的貸法可得窗I氣動力巧參敬的化計估。
[0123]
[0124] 隨著空間站的在軌運行，Zi2[t 化）]Zi2[t 化+1)] Zi2[t 化+2)] Zi2[t 化+3)] Zi2[t 化+4)]隨著*化），*化+1)，*化+2)，*化+3)，*化+4)的推進也逐漸更新。
[0125] Step2:計算補償?shù)母蓴_分量，W及角動量管理通道要抵消的角動量分量。
[01%]姿態(tài)控制通道和角動量管理通道通過控制力矩U= [Ux Uy Uz]T禪合在一起，在控 制量中補償姿態(tài)通道(角速度動力學方程中）的外擾就會在角動量管理通道(控制力矩巧螺 動力學方程中）引入不必要的補償，因此角動量管理通道需要抵消過補償。
[0127]俯仰方向上氣動力矩的常值分量會隨時間積累，如果常值分量在俯仰軸的角動量 管理通道中被引入抵消，相當于在角動量管理通道中重新引入一個干擾積累項，因此只有 在角動量管理通道中抵消不積累的干擾項(干擾的諧波分量），才不會引起角動量的重新積 累。通過迭代計算辨識出總干擾項中的諧波分量系數(shù)byl，by2，by3，by4從而得到俯仰軸上的諧 波干擾總和Zy。W及對應的補償控制分量A Uyd = -Zy。。然后在俯仰軸的角動量管理通道中抵 消運些不引起角動量積累的干擾項W保證控制精度和角動量的均衡。而滾動/偏航方向不 引起角動量積累的部分為常值項，辨識出滾動/偏航軸總干擾項中的常值干擾部分Zxb = bxO, Zzb = bz日并得到對應的補償控制量Allxd = -Zxb, A Uzd =-Zzb。最后在滾動/偏航的角動量 管理通道抵消運些不引起角動量積累的干擾項W保證控制精度和角動量的均衡。即有：
[012 引
[0129] 的分量為
[0130]
[0131] (9)空間站在軌運行時的控制力矩巧螺可實時傳輸其角動量hx hy hz給星載計算 機。
[0132] (10)星載計算機根據(jù)設計的控制器計算得到滾動軸、俯仰軸W及偏航軸對應的控 制力矩Ux Uy Uz,并將其W指令形式傳送給控制力矩巧螺?？刂屏厍陕萁邮盏娇刂浦噶詈?解算輸出相應的控制力矩，從而保證空間站的正常在軌飛行，如圖2所示。
[0133] 設計的控制器如下：
[0134]
'01 「日-
[0135] 其中Ah=[ Ahx Ahy Ahz]T，-《自為系統(tǒng)的基本控制器，-K日為在角動量 Jt] [Ah_ -Z Sb 管理通道抵消不積累的干擾分量，-2，.。為控制器中補償干擾?？刂破鞯倪\S個部分構 之-寸_ 成一個有機整體實現(xiàn)必要的干擾抑制，從而最后實現(xiàn)姿態(tài)控制精度和角動量管理的折衷。
[0136] 在后續(xù)的計算過程中，重復步驟巧)~（10)，在設計上傳的控制器參數(shù)K和設計的2 階擴張狀態(tài)觀測器下，空間站既能穩(wěn)定飛行保正設定的控制精度要求，同時維持控制力矩 巧螺的角動量hx hy hz保持不變，實現(xiàn)角動量管理。
[0137] 本發(fā)明說明書中未作詳細描述的內容屬本領域技術人員的公知技術。
【主權項】
1. 一種對地定向空間站的姿態(tài)控制和角動量管理方法，其特征在于包括如下步驟： (1) 運用基于極點配置的線性二次型調節(jié)器設計空間站無干擾情況下姿態(tài)控制和角動 量管理的基本控制器K; (2) 在空間站三軸姿態(tài)控制通道設計一個2階的線性擴張狀態(tài)觀測器，并通過調試得到 三軸各觀測器的設計參數(shù)βη，，i = X，y，z，其中X為滾動軸，y為俯仰軸，z為偏航軸； (3) 利用星敏感器實時測量得到空間站本體相對軌道的姿態(tài)角θχ θγ θζ，利用角速率陀 螺實時測量得到空間站本體相對軌道的姿態(tài)角速度4 4 4，從空間站的三軸控制力矩 陀螺實時獲取其角動量hx hy hz; (4) 根據(jù)步驟(2)設計的線性擴張狀態(tài)觀測器以及步驟(3)獲取的不同時刻的空間站姿 態(tài)信息，估計得到空間站三軸各自所受的外擾參數(shù)，并根據(jù)所述外擾參數(shù)計算得到各軸需 補償?shù)母蓴_分量Διω Auyd AUzd，以及角動量管理通道需抵消的角動量分量Ahx Ahy Δ hz； (5) 利用如下控制器計算得到空間站三軸對應的控制力矩ux uy uz; 控制器如下：2. 根據(jù)權利要求1所述的一種對地定向空間站的姿態(tài)控制和角動量管理方法，其特征 在于:所述步驟(1)中基本控制器K的設計方法如下："0 " (11) 輸入系統(tǒng)矩Κ ?入矩陣-?，獲得矩陣A的維數(shù)n，獲得矩陣B的列 ^ ~ 人 數(shù)m;其中Id3是3X3單位陣，空間站的固有慣量ω。為空間站的 軌道角速率；(12) 判斷Α是否滿足相對穩(wěn)定度其中Re(Ak(A))表示系統(tǒng) 矩陣A的各特征根的實部； 如果滿足，則給Ri ccat i方程的變量賦初值γ 〇 = 1，j = 1，Aj = A，Pq = On，Q〇 = On; 如果不滿足，則令Qo = On，R = Idm，其中0"為11階零陣，I心為111階的單位陣，求解如下的 Riccati方程得到Po;然后令γ 〇 = 1，j = 1，Aj=A- γ 〇BR-VPo,其中IdAn階的單位陣； (13) 求解如下的Riccati方程得到Qj QjBr(-Aj2) -(-Aj2) TQj = 0n ； (14) 令〇 = 0.51:抑〇6(131?-1131'(^)，1^〇6為求解矩陣的跡； 若c = 0則轉入步驟(15); 否則求解下式得到Pj PjBr1BTPj-PjA-ATPj-Qj = On 然后令8 = ，b = trace(BR-ii^PjAj)，記;κ、.Α」+ι = Aj- γ jBR-VPj，j = j+1，回到步驟(13); (15) 判靡如果滿足，則令Pj+i=〇, γ』+ι=〇; 如果不滿足，則求解如下Riccati方程得到Pj+i，然后令 γ j+i = 1，Aj+i=Aj- γ j+iBR-VPj+i; (16) 計算得到3.根據(jù)權利要求1或2所述的一種對地定向空間站的姿態(tài)控制和角動量管理方法，其特 征在于:所述步驟(2)中的擴張狀態(tài)觀測器為：其口系數(shù)βη，β?2保證多項式 s2+0iis+0i2 是 Hurwitz 的，?Ζ. Α ?Ζ. γ· ·. 1 , ·Δ\ -Ζ- 1 J .Λ ι厶 yi? ，witcital為空間站三軸各自所受的外擾參數(shù)。4.根據(jù)權利要求3所述的一種對地定向空間站的姿態(tài)控制和角動量管理方法，其特征 在于:所述步驟(4)中估計得到空間站三軸各自的外擾參數(shù)的方法為： (41) 將各軸的理論外擾總和記）本體系中空間站 三軸所受氣動力矩為，然后將Witotal分解為如下形式表達， Wit〇tai=biQ+biisin( 〇。1：)+1^28；[11(2〇。1：)+1^38；[11(3〇。1：)+1^48；[11(4〇。1：)，1^()為常值分量，后續(xù)為軌 道頻率倍數(shù)的諧波分量，定義、=h，z,_. sin(w,/) + /v sin(2i((,.〇 + t sin(:V^./) + /，,.4sin(4印力 (42) 利用觀測器在線運行得到t(k)，t(k+l)，t(k+2)，t(k+3)，t(k+4)時刻對應的氣動 干擾力矩212[1:(1〇!^2[1:(1^+1)!^2[1:(1^+2)!^2[1:(1^+3)!^2[1：(1^+4)]，運用下式得到氣動力 矩參數(shù)的估計值，(43) 采用如下公式計算補償?shù)母蓴_分量，以及角動量管理通道要抵消的角動量分量，
【文檔編號】G05D1/08GK105955287SQ201610415487
【公開日】2016年9月21日
【申請日】2016年6月14日
【發(fā)明人】劉萍, 孫振東
【申請人】中國科學院數(shù)學與系統(tǒng)科學研究院