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申请/专利权人：上海航天控制技术研究所

摘要：本发明提供一种空间飞行器角动量偏置的高动态姿态跟踪控制方法，其包含：步骤S1、根据飞行器姿态机动需要达到的最大角速度，计算动量轮所需要提供的最大角动量；步骤S2、根据飞行器的动量轮能够提供的角动量能力，计算所需要的偏置角动量；步骤S3、根据需要偏置的角动量和推力器的安装布局、质心位置等信息，分别计算三轴喷气卸载的脉宽总时长；步骤S4、利用动量轮进行姿态闭环稳定控制，推力器开环控制，分别对单轴按一定脉宽与时间间隔执行喷气脉宽指令；步骤S5、分别计算前馈控制力矩和反馈控制力矩，生成给控制力矩陀螺的力矩指令，进行大角速度姿态机动控制。其充分利用了飞行器动量轮的角动量能力，有效提高了姿态控制系统的控制精度。

主权项：1.一种空间飞行器角动量偏置的高动态姿态跟踪控制方法，其特征在于，包括：步骤S1、根据飞行器姿态机动需要达到的最大角速度，计算动量轮所需要提供的最大角动量；步骤S2、根据飞行器的动量轮能够提供的角动量能力，计算所需要的偏置角动量；步骤S3、根据需要偏置的角动量和推力器的安装布局、质心位置等信息，分别计算三轴喷气卸载的脉宽总时长；步骤S4、利用动量轮进行姿态闭环稳定控制，推力器开环控制，分别对单轴按一定脉宽与时间间隔执行喷气脉宽指令，直至达到步骤S3中计算的喷气卸载脉宽总时长；步骤S5、分别计算前馈控制力矩和反馈控制力矩，根据所述前馈控制力矩和反馈控制力矩计算给控制力矩陀螺的力矩指令，以动量轮为所述力矩指令执行机构进行大角速度姿态机动控制；其中，所述步骤S1中所述的最大角速度是指飞行器单方向姿态机动的最大角速度，其符号为正或为负；所述姿态机动的最大角速度根据规划的轨迹函数得到，或根据对目标指向时飞行器与目标的相对运动规律计算得到；以飞行器X轴对目标的指向跟踪为例，已知飞行器指向目标的相对位置矢量在轨道系下表示为rxd＝[xxdyxdzxd]T和相对速度矢量若定义角度为式1，如下所示： 其物理意义为飞行器先绕Y轴转α角度，再绕Z轴转β角度后，飞行器X轴指向目标，则角度的变化率如式2所示： 则相对位置矢量相对轨道系的角速度如式3所示： 根据飞行器与目标的相对轨道递推可以得到相对位置、速度信息，进而根据式3计算飞行器指向跟踪的角度变化规律，计算指向跟踪所需要的角度的最大值ωmax；所述姿态跟踪所需最大角动量Hmax为飞行器转动惯量I3×3与最大角速度ωmax的乘积，如式4所示：Hmax＝Iωmax4。

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