本發明提出一種抗慢變干擾的相平面姿態控制方法，包括建立干擾下的航天器動力學模型；針對由于航天器所受外部慢變干擾、航天器三軸動力學耦合及三軸控制輸入耦合帶來的總干擾角加速度，設計擴張狀態觀測器對其進行估計；設計三軸相平面分區；針對三軸相平面各個分區設計三軸相平面控制指令；航天器的推力器根據三軸相平面控制指令進行噴氣。本發明方法實現了慢變干擾下的相平面控制補償設計，能夠有效提高系統對干擾的適應能力，兼顧閉環系統穩態性能，減少了噴氣次數和燃料消耗。

技術領域

本發明涉及一種抗慢變干擾的相平面姿態控制方法，特別涉及航天器在軌運行過程中慢變干擾的噴氣補償方法，屬于姿態控制技術領域。

背景技術

航天器在軌運行中會受到多種外部慢變干擾，其中典型的慢變干擾包括：變軌過程中由于變軌發動機推力偏心和航天器的質心偏差產生的常值大干擾力矩；低軌道航天器受到的慢變氣動干擾力矩；空間飛行器普遍受到的重力梯度力矩、太陽光壓力矩等呈慢變特性的空間環境力矩。慢變干擾的長期積累會嚴重影響航天器姿態控制精度，導致穩態特性難以滿足任務要求，噴氣次數增多，燃料消耗增加。

發明內容

本發明的技術解決問題是：克服現有技術的不足之處，提供了一種抗慢變干擾的相平面姿態控制方法，通過對干擾的實時估計與補償，實現了慢變干擾下的相平面控制補償設計，能夠有效提高系統對干擾的適應能力，兼顧閉環系統穩態性能，減少了噴氣次數和燃料消耗。

本發明的技術解決方案是：

一種抗慢變干擾的相平面姿態控制方法，該方法所針對的航天器上配置有大推力器和小推力器，該具體步驟包括：

(1)建立慢變干擾下的航天器動力學模型；

(2)建立用于估計航天器三軸的總干擾角加速度的擴張狀態觀測器，并使用所建立的擴張狀態觀測器估計航天器三軸的總干擾角加速度；

(3)構建三軸的相平面，并將所構建的三軸相平面分別分為七個區；

(4)根據步驟(1)中所建立的慢變干擾下的航天器動力學模型、根據所述步驟(2)的擴張狀態觀測器估計出的三軸總干擾角加速度和步驟(3)的三軸相平面分區，得到每軸相平面的七個區的控制指令；

(5)航天器的推力器根據步驟(4)得到的三軸相平面控制指令進行噴氣。

所述步驟(1)的建立的慢變干擾下的航天器動力學模型為：

其中，x₁,x₂,x₃表示慢變干擾下的航天器的三軸姿態角，三軸姿態角為滾動姿態角、俯仰姿態角和偏航姿態角；

表示慢變干擾下的航天器的三軸姿態角速度，三軸姿態角速度為滾動姿態角速度、俯仰姿態角速度和偏航姿態角速度；

表示慢變干擾下的航天器的三軸姿態角加速度，三軸姿態角加速度為滾動姿態角加速度、俯仰姿態角加速度和偏航姿態角加速度；

表示航天器的轉動慣量矩陣；

表示慢變干擾下的航天器的三軸姿態控制指令；

d₁,d₂,d₃表示慢變干擾在航天器的三軸分量；

D＝[d₁,d₂,d₃]^T

表示由于航天器所受外部慢變干擾D、航天器三軸動力學耦合及三軸控制輸入耦合帶來的總干擾角加速度在三軸的分量；