空間飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)以開關(guān)式小推力器為執(zhí)行機(jī)構(gòu),為實(shí)現(xiàn)該飛行器在執(zhí)行Rest-to-Rest大角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)任務(wù)的過(guò)程中消耗燃料最小化,從姿態(tài)控制律設(shè)計(jì)和姿態(tài)機(jī)動(dòng)指令設(shè)計(jì)兩方面出發(fā)進(jìn)行能量?jī)?yōu)化.首先,給出了空間飛行器6個(gè)脈沖式姿控發(fā)動(dòng)機(jī)布局,建立了用四元數(shù)描述的空間飛行器大角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)非線性控制系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型.在此數(shù)學(xué)模型的基礎(chǔ)上,設(shè)計(jì)了一種空間飛行器三軸大角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)非線性PD控制律,并用Lyapunov方法證明了非線性姿態(tài)控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性.設(shè)計(jì)了三軸姿態(tài)控制中6個(gè)脈沖式姿控發(fā)動(dòng)機(jī)的分配邏輯.為了配合開關(guān)式小推力器以脈沖寬度調(diào)制方式近似輸出連續(xù)型控制量并減少燃料消耗,在非線性PD控制律中引入了3個(gè)開關(guān)門限,并應(yīng)用粒子群與遺傳算法優(yōu)化選取這些開關(guān)門限.在Rest-To-Rest的大角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)指令設(shè)計(jì)中,提出了一種令歐拉角勻速變化的角速度和四元數(shù)指令規(guī)劃方法,提高了姿態(tài)控制系統(tǒng)的瞬態(tài)響應(yīng)品質(zhì),并相對(duì)于階躍型指令明顯減少燃料消耗.結(jié)果表明,數(shù)值仿真驗(yàn)證了非線性控制律的開關(guān)門限設(shè)計(jì),以及Rest-To-Rest的大角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)指令設(shè)計(jì)在減少燃料消耗方面的有效性. 

【文章來(lái)源】：哈爾濱工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào). 2020,52(12)北大核心EICSCD

【文章頁(yè)數(shù)】：7 頁(yè)

【部分圖文】：

空間飛行器姿控發(fā)動(dòng)機(jī)布局

姿控發(fā)動(dòng)機(jī)推力上升和下降動(dòng)態(tài)特性

無(wú)開關(guān)門限情況下,圖3所示的俯仰角變化過(guò)程表明,在大約前155 s,姿控系統(tǒng)跟蹤指令的過(guò)程良好,但155 s時(shí)燃料耗盡,姿控系統(tǒng)發(fā)散,無(wú)法繼續(xù)跟蹤姿態(tài)指令.圖4顯示的俯仰角速度指令跟蹤過(guò)程也呈現(xiàn)同樣情況. 圖5顯示的姿態(tài)角的跟蹤誤差在前155 s均小于0.5°,但155 s后發(fā)散.偏航角和滾轉(zhuǎn)角的控制也表現(xiàn)出同樣的特性.圖4 俯仰角速率指令和實(shí)際值變化情況(無(wú)開關(guān)門限)

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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