CN104590588A - 一种基于隔离余量方法与脉宽融合策略的挠性卫星姿态轨道耦合控制方法 - Google Patents

Abstract

一种基于隔离余量方法与脉宽融合策略的挠性卫星姿态轨道耦合控制方法，本发明涉及挠性卫星姿态轨道耦合控制领域。本发明是要解决卫星在轨期间的姿态和轨道控制过程中飞轮将会无法控制没有给出相应的推力器的布局、没有考虑羽流的影响和转动惯量的拉偏、没有考虑隔离余量以及姿态没有达到要求的问题，该方法是通过1获得帆板锁定且卫星不控的动力学模型参数；2确定推力器安装位置坐标；3确定IM的值；4得出轨控LQG序列；5确定出轨控脉宽及喷气方向；6选择姿态控制的推力器喷气；7确定姿态控制推力器的范围；8确定姿态控制喷气时间；9得到等效力矩值等步骤实现的。本发明应用于挠性卫星姿态轨道耦合控制领域。

Description

一种基于隔离余量方法与脉宽融合策略的挠性卫星姿态轨道耦合控制方法

技术领域

本发明涉及轨道耦合控制方法，特别涉及与挠性卫星姿态轨道耦合控制方法。

背景技术

对于卫星在轨期间的姿态和轨道控制，开始人们采用姿态与轨道分开控制的方式《编队卫星相对轨道与姿态一体化耦合控制》，而轨道和姿态分开控制，则需要配备轨道控制和姿态控制两套执行机构，会增加推力器等执行机构的使用数量，造成资源浪费。在建模方面，将姿态和轨道分开处理，虽然简化了建模问题，但增加了模型本身的复杂度，使航天器控制算法复杂繁琐，同时占用了星载计算机有限的计算资源。随着航天技术的发展，面对航天器交汇对接等空间逼近、微小卫星编队飞行等存在姿轨耦合的问题的新航天任务，分而治之的方法表现出不能兼顾的局限性，从而出现了姿轨耦合控制方式解决以上问题，《交会对接航天器推力分配算法研究》提出了轨道与姿态一体化控制，但是并没有给出详细的控制方案。

卫星相对轨道与姿态耦合控制方式采用单个连续小推力推力器以及反作用飞轮作为执行机构，由于推力器的优点众多，推力器的使用与配置问题成为关注的热点，传统的冷备份冗余模式使用过多的推力器，使星体质量增加，不能达到使用策略的最优，已不能满足要求，需要研究更加合理的配置构型。现有的文献多数为推力器及飞轮共同作用的姿轨一体化控制，仅使用推力器为执行机构的的并不多。《交会对接航天器推力分配算法研究》《编队卫星相对轨道与姿态一体化耦合控制》中采用推力器的同时应用了飞轮，轨道控制时进行姿态控制时，执行机构用了飞轮，但是如果推力偏心力矩非常大，飞轮将会无法控制，造成系统失控。为实现完全以推力器为执行机构的姿轨一体化控制，力求实现最优的推力器的布局的方案，但现有文献的研究并不完善。文献《姿轨一体化控制航天器推力器构型设计》没有给出相应的仿真实例进行说明、应用的具体推力器的最终计算数目、布局方式、方位角的具体安排等。各推力器无法产生非负连续推力，因为连续推力不仅实现困难，而且鲁棒性差。所以使用连续的最小推力不是一种好的选择。专利《一种微型姿轨控推力器阵列的布局方法》给出了布局方法，但是用到的推力器个数很多，可能会造成严重的冗余，个数及重量的增加会浪费更多的燃料，从而使设计不能到达结构最优。

轨道机动时，测量与传输延迟，以及偏心推力对卫星姿态的持续扰动，造成传统的姿态控制方法控制性能下降。文献《交会对接航天器推力分配算法研究》中在进行数学建模时考虑的是转动惯量以及质心无拉偏的情况，如果实际中出现质心或者转动惯量的拉偏，系统的鲁棒性差，可能出现不稳定的情况，造成无法估计的损失。对存在的推力偏心和质心漂移的卫星轨道转移过程中的姿态控制问题，同时考虑到系统参数的不确定性以及执行机构的饱和特性，发展了基于神经网络的自适应滑模控制方法。但神经网络的模糊控制的计算相对较大，会占用星载计算机的大量资源。

针对航天器交会对接等空间目标逼近任务最后接近段的轨道与姿态运动耦合严重的问题，为了确保航天器在轨可靠运行，传统上大都是根据推力器布局，预先制定分配列表，该方法的主要缺点是需要预先制定推力器分配列表，包括推力器故障时的分配列表，它需要占用大量的星上存储空间，且采用这种分配方式也无法实时地调整分配策略应对不可预见的推力器故障。随着姿态控制与轨道控制的一体化导致推力器分配问题更加困难，而发展的一种算法是控制分配方法，由控制算法给出的期望控制量出发，在各类型约束条件和最优目标下，将期望控制量在冗余配置的执行机构间进行分配，使执行机构实际控制输出尽可能与期望控制量相吻合，《交会对接航天器推力分配算法研究》提供的就是一种分配方法，但是针对每一种轨控LQG序列，都要进行开环以及闭环的仿真，没有预先得知以及排除不符合要求的LQG序列的功能。如进行大量的仿真，计算过程都相对复杂，需要研究一种计算现对简单的方法。

综上所述，在姿轨一体化的设计方案中，所用到的方法并不完善，推力器的布局等没有给出比较合理的布局以及仿真验证，在建模方面也存在未全面考虑外界干扰的缺点，“保姿控”的思想没有得到运用，并且没有预先得知以及排除不符合要求的LQG序列的功能，需要进行大量的仿真，算法计算相对复杂等。

发明内容

本发明的目的是为了解决卫星在轨期间的姿态和轨道控制过程中需要配备轨道控制和姿态控制两套执行机构、飞轮将会无法控制没有给出相应的推力器的布局、没有考虑羽流的影响和转动惯量的拉偏、没有考虑隔离余量以及姿态没有达到要求造成严重损失的问题，而提出的一种基于隔离余量方法与脉宽融合策略的挠性卫星姿态轨道耦合控制方法。

上述的发明目的是通过以下技术方案实现的：

步骤一、根据地心惯性坐标系(Oi，Xi，Yi，Zi)，卫星本体坐标系(Ob,Xb,Yb,Zb)、卫星布局坐标系(O1,X1,Y1,Z1),与挠性卫星姿态各类型干扰力矩影响挠性卫星姿态进行数学建模即建立帆板锁定且卫星不控的动力学模型：并获得帆板锁定且卫星不控的动力学模型参数；

其中，前N阶模态频率，耦合系数F_s，阻尼系数ξ；I_s为整星系统的惯性并矢的矩阵表示；为帆板i的模态坐标；F_is为帆板i振动对整星相对卫星本体系的转动耦合系数矩阵；i表示帆板的个数；i＝1,…,N；为系统的全部外力矩之和即整星相对星体质心O_b的旋转合外力矩；ξ_i为帆板i挠性模态的阻尼系数Λ_i为帆板i模态振型频率，为卫星绝对角速度； 为卫星的绝对角速度，ω₁,ω₂和ω₃分别为在对应的卫星本体系三个坐标轴的分量；挠性卫星姿态各类型干扰力矩由重力梯度力矩、太阳光压力矩、气动力矩、剩磁力矩、转动部分的干扰力矩、火工品解锁干扰力矩和分离体分离力矩组成；

步骤二、根据帆板锁定且卫星不控的动力学模型参数配置32台具有推力性能的双组元发动机即推力器，确定推力器安装位置坐标；其中，32台推力器的编号为1a～16a，1b～16b；配置的推力器具有包括确定选择的轨道控制推力器和姿态控制即姿控推力器，配置轨道控制推力器具有负责X和Y轴方向轨控的推力器和负责Z轴轨控的推力器；

将负责X和Y方向轨控的推力器1a到8a和1b到8b进行保姿控优先的推力融合的方法进行推力融合控制以及负责Z轴轨控的推力器9a到16a和9b到16b利用推力融合的方法进行正常的卫星姿轨一体化控制；其中，保姿控为卫星优先满足姿态控制；正常的姿轨一体化控制为不需要保姿控优先的推力融合控制；

步骤三、利用LQG序列根据卫星的工况参数进行隔离余量计算，确定IM的值；

步骤四、如果IM<0卫星姿态不可控，则此LQG序列不可用，不符合要求，在其余的LQG序列中选择一组新的LQG序列；如果IM>0卫星姿态可控即得出轨控LQG序列；

步骤五、根据轨控LQG序列确定出轨控脉宽及喷气方向，利用轨控脉宽及喷气方向设计Matlab/simulink中的轨控脉宽及喷气方向确定模块，设计的轨控脉宽及喷气方向确定模块按卫星本体系xb,yb,zb方向分成X通道，Y通道和Z通道的轨控脉宽及喷气方向确定模块从步骤二中确定的推力器中选择推力器，从而确定卫星轨道方向实现喷气；

步骤六、设计Matlab/simulink中的姿态控制推力器确定模块，姿态控制推力器确定模块按卫星本体系xb,yb,zb方向分成X通道，Y通道和Z通道分确定模块选择姿态控制的推力器喷气；

步骤七、利用Matlab/simulink中的姿态控制推力器选择模块根据卫星X、Y和Z的三通道的轨控脉宽的正负向确定姿态控制推力器，限定X、Y和Z三通道的姿态控制允许采用的姿态控制推力器的范围；

步骤八、利用Matlab/simulink中的控制算法处理模块根据姿态解算模块得到的误差四元数信息和误差角速度信息，结合推力器选择模块指令，确定X、Y和Z三个通道在采样周期内允许使用的姿态推力器的触发信号和采样周期内相应通道的姿态控制喷气时间；其中，X、Y和Z三个通道的姿态控制模块，由PID算法与喷气指令形成模块组成；PID算法的输出期望的控制力矩，喷气指令形成模块则是结合具体任务给出等效控制姿态的喷气时间长度和给出相应的姿控推力器触发信号；

步骤九、推力融合实现模块的输入为采样周期内相应通道的姿态控制喷气时间、所应当采用的推力器的触发信号以及步骤五得到的轨道控制喷气时间信息，并输出利用按照脉宽调制方法得到采样周期内的推力器的等效力矩值；即完成了一种基于隔离余量方法与脉宽融合策略的挠性卫星姿态轨道耦合控制方法。

发明效果

本发明提出了一种新的推力发动机的轨控、姿控融合复用的使用策略、一种基于“隔离余量”方法的变轨控制期间姿态可控性的评估方法以及一整套在轨期间的不同工况下的任务与需求；主要研究了在考虑包括羽流影响在内的外界干扰因素以及质心拉偏，转动惯量拉偏的情况下的一种姿轨一体化控制方案，在推力器的控制方面实行“保姿控”的先进策略，有效控制姿态以防失控而造成不必要的损失。并且产生发明效果归纳如下：

1预估功能

隔离余量方法对于三轴的姿态控制，从执行力矩和干扰力矩联合影响角度，给出了姿轨耦合控制下姿态可控性的一种定量化的衡量标准。并且可以在不进行仿真的情况下对LQG轨控序列的姿态可控性进行判断，得出有用的可以保证姿态稳定的LQG序列，具有预估功能。

2计算方法简单

隔离余量方法的评估过程，只需简单用采样周期内的隔离值T_{a_iso}、可用的执行力矩c、第i个干扰力矩d_i、采样周期内持续时间T_i等进行计算。如果c·T_{a_iso}和异号，则由公式计算可得隔离余量量化指标。

3推力融合并且保姿控

推力融合即姿轨一体化控制是航天器在轨运行过程中，同时考虑航天器的轨道与姿态机动任务，通过共用一套执行机构配置来实现轨道与姿态同时控制的一门控制技术。实行姿轨一体化控制可最大程度地利用执行机构的机动能力，省去部分硬件资源，提高系统的功能密度，同时还可提高燃料的利用效率，达到节省燃料、延长航天器在轨使用寿命的目的。

推力融合方面充分考虑了保姿控的要求,“保姿控”思想设计的推力器1到8的推力融合策略是提高姿态控制性能的有效方法。对于具有推力融合任务的推力器，应考虑在两推力器产生最终喷气时间长度前进行融合条件判断和融合计算。首先对姿态轨道控制脉冲叠加后的两推力器进行融合条件判断，对于超过星载计算机采样周期T的推力器进行饱和处理，超出的部分由另一个推力器通过减小相应喷气时长给予补偿，以保证姿态控制效果。

4合理的推力器布局方案及详细的布局图示

配置32台具有某推力性能的双组元发动机，发动机布局给出了图示(如图2(a)～(d))，发动机功能配置给出了表格。通过合理设计推力器位置和卫星的质量布局，使得推力器工作时对于某轴的干扰力矩d得到有效限制，同样可以保证充足的隔离余量并提高姿态控制性能。

5同时考虑了质心的拉偏与转动惯量的拉偏

转动惯量均在质心坐标系下计算得到，考虑具有误差情况。在布局坐标系下，质心同样具有误差。根据误差计算出在各个工况下质量，质心位置与转动惯量等。

6考虑了羽流的影响

主要考虑推力器9、10、11、12羽流对滚动轴的影响，只要有喷气就有干扰，更加符合工程实际。

7算法完全采用推力器进行轨道、姿态控制；

喷气推力器可以在轨道上任何位置工作，不受外界其它因素的影响。喷气控制在航天器姿态控制系统中得到广泛应用。沿卫星的本体轴产生的控制力矩远大于耦合力矩，可以实现三轴解耦姿态稳定控制，，使控制逻辑简单灵活。并给出5组LGQ轨控脉宽序列，分别验证轨控同时的姿态可控性如图3～7，轨控序列姿态角变化曲线示意图如图8～13所示。喷气产生的力矩大，过渡过程时间短。相比之下外部干扰力矩和内部干扰力矩比喷气小得多，因此在姿态控制系统初步设计时，可以忽略干扰力矩的影响。

附图说明

图1为具体实施方式一提出的一种基于隔离余量方法与脉宽融合策略的挠性卫星姿态轨道耦合控制方法示意图；

图2(a)为具体实施方式一提出的发动机在卫星上的安装位置布局示意图；

图2(b)为具体实施方式一提出的发动机在卫星上的沿Y轴方向看的安装位置布局示意图；

图2(c)为具体实施方式一提出的发动机在卫星上的沿X轴方向看安装位置布局示意图；

图2(d)为具体实施方式一提出的发动机在卫星上的沿Z轴方向看安装位置布局示意图；

图3实施例提出的LQG1轨控序列变化曲线图；

图4实施例提出的LQG2轨控序列变化曲线图；

图5实施例提出的LQG3轨控序列变化曲线图；

图6实施例提出的LQG4轨控序列变化曲线图；

图7实施例提出的LQG5轨控序列变化曲线图；

图8实施例提出的采用LQG3轨控序列姿态角变化曲线图；

图9实施例提出的采用LQG4轨控序列姿态角变化曲线图；

图10实施例提出的采用LQG1轨控序列全工况仿真姿态角变化曲线图；

图11实施例提出的采用LQG2轨控序列全工况仿真姿态角变化曲线图；

图12实施例提出的采用LQG5轨控序列标称质心情况姿态角变化曲线图；

图13实施例提出的采用LQG5轨控序列质心负偏差情况姿态角变化曲线图；

图14为具体实施方式一提出的卫星本体坐标系示意图；

图15(a)实施例提出的重力梯度干扰力矩变化曲线示意图；

图15(b)实施例提出的气动干扰力矩变化曲线示意图；

图15(c)实施例提出的太阳光压干扰力矩变化曲线图；

图16为具体实施方式二提出的扫描机构1干扰力矩变化曲线图；

图17为具体实施方式二提出的扫描机构2干扰力矩变化曲线图；

图18为具体实施方式二提出的展开附件1干扰力矩变化曲线图；

图19为具体实施方式二提出的分离体1分离干扰力矩变化曲线图；

图20为具体实施方式二提出的分离体2分离干扰力矩变化曲线图；

图21为具体实施方式一提出的地心惯性坐标系示意图；

图22为具体实施方式一提出的轨控时间及方向确定模块示意图；

图23为具体实施方式一提出的姿态控制推力器确定模块展开图；

图24为具体实施方式一提出的姿态控制推力器选择模块示意图；

图25为具体实施方式一提出的控制算法处理模块示意图；

图26为具体实施方式一提出的推力器1和2模块示意图。

具体实施方式

具体实施方式一：本实施方式的一种基于隔离余量方法与脉宽融合策略的挠性卫星姿态轨道耦合控制方法，具体是按照以下步骤制备的：

步骤一、根据地心惯性坐标系(Oi，Xi，Yi，Zi)(ECI)如图21，卫星本体坐标系(Ob,Xb,Yb,Zb)如图14、卫星布局坐标系(O1,X1,Y1,Z1)(原点取在星箭分离面几何中心，O1Z1轴在星箭分离面内，垂直指向星体对地面；O1,Y1轴垂直于星箭分离面，指向有效载荷舱；O1X1轴与其余两轴成右手法则),与考虑各种挠性卫星姿态各类型干扰力矩影响挠性卫星姿态进行数学建模即建立帆板锁定且卫星不控的动力学模型：并获得帆板锁定且卫星不控的动力学模型参数；

其中，获得帆板锁定且卫星不控的动力学模型参数具体包括卫星的质量，质心位置，转动惯量，前N阶模态频率，耦合系数F_s，阻尼系数ξ；I_s为整星系统的惯性并矢的矩阵表示；为帆板i的模态坐标；F_is为帆板i振动对整星相对卫星本体系的转动耦合系数矩阵；i表示帆板的个数；i＝1,…,N；为系统的全部外力矩之和即整星相对星体质心O_b的旋转合外力矩；ξ_i为帆板i挠性模态的阻尼系数Λ_i为帆板i模态振型频率，为卫星绝对角速度； 为卫星的绝对角速度，ω₁,ω₂和ω₃分别为在对应的卫星本体系Xb,Yb和Zb三个坐标轴的分量；挠性卫星姿态各类型干扰力矩由重力梯度力矩、太阳光压力矩、气动力矩、剩磁力矩、转动部分的干扰力矩、火工品解锁干扰力矩和分离体分离力矩组成；

步骤二、根据帆板锁定且卫星不控的动力学模型参数配置32台具有推力性能的双组元发动机即推力器如图2(a)～(d)，确定推力器安装位置坐标；并通过合理设计推力器的使用策略，利用推力融合的方法从而达到卫星的姿轨一体化控制；其中，32台推力器的编号为1a～16a、1b～16b；编号为a结尾的16台是主份发动机，b结尾的16台是备份发动机；配备两组的目的是增加系统的冗余性，提高控制系统的容错能力；配置的推力器具有包括确定选择的轨道控制推力器和姿态控制即姿控推力器，配置轨道控制推力器使用策略具有负责X和Y轴方向轨控的推力器和负责Z轴轨控的推力器；

将负责X和Y方向轨控的推力器1a到8a和1b到8b进行保姿控优先的推力融合的方法进行推力融合控制以及负责Z轴轨控的推力器9a到16a和9b到16b利用推力融合的方法进行正常的卫星姿轨一体化控制从而稳定卫星姿态；其中，保姿控为卫星姿态控制具有优先权，在姿态与轨道都需要进行控制，而实际无法同时满足时，优先满足姿态控制，使卫星的姿态达到稳定；正常的姿轨一体化控制为不需要保姿控优先的推力融合控制；推力融合的方法同一个推力器既对轨道控制也对姿态控制，并不是专门的有控制姿态的推力器，也有控制轨道的推力器；

步骤三、由计算机随机产生多组轨控喷气时长的周期序列即LQG序列，并利用LQG序列根据卫星的工况参数进行隔离余量计算，确定IM的值；根据IM值将步骤二得到的卫星的姿轨一体化控制结果进行可控性评估；

步骤四、如果IM<0卫星姿态不可控，则此LQG序列不可用，不符合要求，在其余的LQG序列中选择一组新的LQG序列；如果IM>0卫星姿态可控，则基于四元数和角速度反馈姿态控制律进行控制律设计，并给出控制律稳定性证明即得出轨控LQG序列；

步骤五、根据轨控LQG序列确定出轨控脉宽及喷气方向，因为不同的轨控方向，采用的姿态控制推力器不同，基于此原因，利用轨控脉宽及喷气方向设计Matlab/simulink中的轨控脉宽及喷气方向确定模块，设计的轨控脉宽及喷气方向确定模块按卫星本体系xb,yb,zb方向分成X通道，Y通道和Z通道的轨控脉宽及喷气方向确定模块从步骤二中确定的推力器中选择推力器，从而确定卫星轨道方向实现喷气如图22所示；

步骤六、针对卫星轨控期间同时进行卫星姿态控制的要求，设计Matlab/simulink中的姿态控制推力器确定模块，姿态控制推力器确定模块按卫星本体系xb,yb,zb方向分成X通道，Y通道和Z通道分确定模块选择姿态控制的推力器喷气，实现针对不同轨控序列使用不同推力器进行姿态控制的要求，如图23所示；

步骤七、利用Matlab/simulink中的姿态控制推力器选择模块根据卫星X、Y和Z的三通道的轨控脉宽的正负向确定姿态控制推力器，限定X、Y和Z三通道的姿态控制允许采用的姿态控制推力器的范围即确定不同的轨控方向下使用的姿态控制推力器的方向；如图24所示；

步骤八、利用Matlab/simulink中的控制算法处理模块根据姿态解算模块得到的误差四元数信息和误差角速度信息，结合推力器选择模块指令，确定X、Y和Z三个通道在采样周期内允许使用的姿态推力器的触发信号和该采样周期内相应通道的姿态控制喷气时间；其中，X、Y和Z三个通道的姿态控制模块，由PID算法与喷气指令形成模块组成；PID算法的输出期望的控制力矩，目的是使得卫星本体保持姿态稳定；喷气指令形成模块则是结合具体任务给出等效控制姿态的喷气时间长度和给出相应的姿控推力器触发信号；如图25所示；

步骤九、推力融合实现模块的输入为该采样周期内相应通道的姿态控制喷气时间、所应当采用的推力器的触发信号以及步骤五得到的表示与姿态控制时间相叠加的轨道控制喷气时间信息，并输出利用按照脉宽调制方法得到采样周期内的推力器的等效力矩值；比较复杂的1a/2a推力器组的控制如图26所示，其思路为由于具有推力融合任务，因此应考虑在两推力器产生最终喷气时间长度前进行融合条件判断和融合计算；首先对姿态轨道控制叠加后的两推力器进行融合条件判断，对于超过采样周期T的推力器进行饱和处理，而超出的部分由另一个推力器通过减小相应喷气时长给予补偿，以保证姿态控制效果；推力融合后，将根据最终算得的喷气脉宽对两推力器进行输出设计，其中对于最终算得的喷气时间考虑了推力器最小开启时间tmin和采样周期T的限制；其中，推力融合实现模块是根据保姿控优先的推力融合的方法设计的；即完成了一种基于隔离余量方法与脉宽融合策略的挠性卫星姿态轨道耦合控制方法如图1。

具体实施方式二：本实施方式与具体实施方式一不同的是：步骤一中所述的转动部分的干扰力矩如图16和图17为：

ω_wby表示转动部分的转速，I_wby为转动部分相对原点的惯量阵的分量；转动部分的干扰力矩T_wb T_wbx、T_wby、T_wbz分别为在对应的x,y,z轴的分量；

所述的火工品解锁对本体造成的干扰力矩的内干扰力矩式为如图18；

ω_wbz表示火工品转动的转速，I_wbz为火工品相对原点的惯量阵的分量；

所述的分离体分离力矩包括小卫星分离干扰力矩如图19和模拟载荷分离干扰力矩如图20组成。其它步骤及参数与具体实施方式一相同。

具体实施方式三：本实施方式与具体实施方式一或二不同的是：步骤一中建立帆板锁定且卫星不控的动力学模型具体过程为：

(1)建立带挠性太阳帆板附件的卫星姿态动力学方程为：

其中，

帆板A的模态坐标；

帆板A转动角速度；

R_sa：为帆板转动与整星转动耦合惯性并矢；

F_s：为帆板A振动对整星相对卫星本体系的转动耦合系数矩阵；

R_as：为整星转动与帆板转动耦合惯性并矢；

F_A：为帆板A振动对帆板相对卫星本体系的转动耦合系数矩阵；

I_a：帆板A相对O_p1惯性并矢的矩阵表示；

Λ：帆板A模态振型频率，Λ＝diag(Λ₁₁,Λ22,…,Λ_NN)；Λ_NN下角标N为振型阶数；

ξ：帆板A挠性模态的阻尼系数；

为帆板受到的本体提供的驱动力矩即帆板A关于O_p1的旋转力矩；

(2)为了更加方便直观地分析多个挠性帆板i,i＝1,…,n振动对整星姿态动力学性能的影响，帆板锁定且卫星不控的动力学模型为：

其中，Λ_i为帆板i模态振型频率。其它步骤及参数与具体实施方式一或二相同。

具体实施方式四：本实施方式与具体实施方式一至三之一不同的是：步骤二中根据帆板锁定且卫星不控的动力学模型参数配置32台具有推力性能的双组元发动机即推力器，确定推力器安装位置坐标如图2(a)～(d)具体过程为：

(1)根据力臂力以及力矩三种矢量的叉乘关系，即以及多次模拟验证的方式，以最大限度发挥推力器的姿态轨道的复合控制能力为目的确定选择的轨道控制推力器；

(2)姿态控制即姿控推力器使用策略；

a.姿控X轴推力器的选择：根据力臂力以及力矩三种矢量的叉乘关系，即以及多次模拟验证的方式，以最大限度发挥推力器的姿态轨道的复合控制能力为目的，给出了各推力器的轨控和姿控使用策略；

1)轨控Z轴正喷或不喷，姿控X轴选用9a或12a进行控制；

2)轨控Z轴负喷，姿控X轴选用16a或13a进行控制；

b.姿控Y轴推力器的选择：

1)Z方向正喷，姿控Y轴选用10a+12a或9a+11a进行控制；

2)Z方向负喷，姿控Y轴选用13a+15a或14a+16a进行控制；

3)轨控X方向正喷，姿控Y轴选用2a或1a进行控制；

4)其它情况下，姿控Y轴选用10a+13a或11a+16a进行控制；

c.姿控Z轴推力器的选择：

由于负责Z轴轨控的推力器没有采用“保姿控”优先的推力融合设计思想，为避免姿轨控推力器进行对喷，减少推进剂消耗量，负责Z轴轨控的姿态控制推力器使用策略为根据轨控方向进行选择，尽量和轨道控制推力器复用；

1)轨控Y方向正喷或不喷，姿控Z轴选用7a或8a进行控制；

2)轨控Y轴负喷，姿控Z轴选用6a或5a进行控制；

(3)推力融合；

a.Z轴轨控脉宽由于分配到4个推力器，每个推力器最大轨控脉宽不会超过0.5个采样周期，即使叠加上姿控脉宽一般也不会超过1个采样周期，因此对于Z轴轨控的8个推力器9a、10a、11a、12a、13a、14a、15a、16a，只是进行姿轨控推力脉宽叠加，不进行额外处理；

b.对于存在轨控脉宽为1个采样周期的5a或6a这对推力器，与姿控相应脉宽叠加后，进行以下处理；

1)若叠加后5a脉宽超过了1个采样周期，则将5a脉宽限幅到1个采样周期，6a脉宽扣除5a超过1个采样周期的脉宽，根据5a和6a的脉宽，确定5a和6a推力器的工作时间，从而保证姿态稳定并达到控制要求；

2)若叠加后6a脉宽超过了1个采样周期，则将6a脉宽限幅到1个采样周期，5a扣除6a超过了1个采样周期的脉宽，确定5a和6a推力器的工作时间，从而保证姿控效果姿态稳定并达到控制要求；

3)若叠加后两个推力器均没有超过1个采样周期，则直接输出叠加后的脉宽为推力器的工作时间；

c.1a/2a，7a/8a这两对推力器的融合算法同5a/6a；

d.确定推力器安装位置坐标。其它步骤及参数与具体实施方式一至三之一相同。

具体实施方式五：本实施方式与具体实施方式一至四之一不同的是：步骤三中利用LQG序列根据卫星的工况参数进行隔离余量计算，确定IM的值具体过程为：

(1)对计算机随机产生多组LQG序列，对给定的LQG序列根据卫星的工况参数进行隔离余量计算：设在每一个星载计算机采样周期内，X、Y和Z各轴的推力器(组)对X、Y或Z轴产生的第i个干扰力矩并在采样周期内持续时间T_i，用来进行姿控的最大脉宽为采样周期内的隔离值T_{a_iso}，可用的执行力矩第i个干扰力矩采样周期内持续时间T_i，如果和异号，则由公式叫做采样周期内的隔离余量；

(2)隔离余量表示的是控制作用和干扰作用积累效果的差值，一般隔离余量越大，表明所能提供的姿态执行力矩的姿态控制能力越强；若IM>0，则称为过余量；若IM＝0，则称为平余量；若IM<0，则称为欠余量；若在隔离余量的计算中LQG序列对应的为卫星不可控则不论进行怎样的控制律的设计都不可能得到可控的实验结果，所以通过隔离余量的计算可以减轻后续的工作，且可以避免做无用功；卫星不可控是卫星姿态无法被控制，最终将导致卫星翻滚，即姿态失控；

(3)采样周期内的隔离值T_{a_iso}的计算；

a、姿态控制的过程是基于姿态偏差，通过产生相应的控制执行力矩，以消除偏差；对于以推力器为执行机构的卫星，从采样周期T的开始，姿态控制器将给出在采样周期T内需要的理想姿控脉宽T_{a_ideal}，以消除姿态偏差；

b、T_{a_ideal}与本周期要求的轨控脉宽T_{o_ideal}叠加；在采样周期T内需要的喷气脉宽；由于采样周期T是有限值，因此姿轨耦合控制往往不是按上述原理进行；

c、设负责X,Y或Z轴在任意方向的推力器组同时用于轨道控制的共同的脉冲宽度叫实际脉宽T_{o_real}；并且值得注意的是，在实际脉宽的作用时间里，某轴推力器组在执行轨控任务同时，对两外两个轴是产生干扰力矩的效果；

d、出于分析的目的，将姿控脉宽和轨控脉宽分开考虑；对卫星某轴，称推力器(组)在采样周期内的除用来轨控的实际脉宽T_{o_real}外，用来进行姿控的最大脉宽为采样周期内的隔离值T_{a_iso}，且设T_{a_iso}＝T-T_{o_real}(值得注意的是T_{a_iso}与T_{a_ideal}不一定相等)。其它步骤及参数与具体实施方式一至四之一相同。

具体实施方式六：本实施方式与具体实施方式一至五之一不同的是：步骤四中如果IM>0卫星姿态可控，则基于四元数和角速度反馈姿态控制律进行控制律设计具体过程：

对可控LQG序列的卫星姿态进行控制律设计；

(1)卫星的动力学方程：

把帆板的影响考虑为干扰，刚性卫星的动力学方程为：

其中，J为卫星的转动惯量，为控制变量，为干扰，

(2)定义满足的四参数q₀、q₁、q₂和q₃构成的四元数即卫星的广义坐标的四元数：

其中，q₀分别为四元数的标量部分和q_v为四元数的向量部分，i,j,k满足i²＝j²＝k²＝-1,ij＝k,jk＝i,ki＝j；

(3)采用四元数描述的卫星运动学方程为：

其中，为卫星的广义坐标的四元数，为卫星的广义速度；

(4)姿态控制律设计：

定义误差四元数表示四元数与指令四元数之差；

式中，

设计控制律为：

其中控制参数k_p>0,k_d>0；

(5)姿态控制律稳定性证明：

选取正定的Lyapunov函数：

对时间求全导数将非线性系统公式代入，即：

不存在干扰时上式变为：

将式控制律代入，可得：

因此，对于此非线性系统，在控制律作用下，闭环系统是渐近稳定的；由于所选定的Lyapunov函数是径向无界的，所以闭环系统是全局渐近稳定的；

根据LaSalle不变原理证明闭环系统状态满足lim_t→∞q_ev(t)＝[0 0 0]^T，即其它步骤及参数与具体实施方式一至五之一相同。

采用以下实施例验证本发明的有益效果：

实施例一：

本实施例一种基于隔离余量方法与脉宽融合策略的挠性卫星姿态轨道耦合控制方法，具体是按照以下步骤制备的：

1技术指标：

(1)发动机工作方式：脉冲+稳态；

(2)发动机额定推力：25(1±10％)N；

(3)额定真空比冲：

稳态情况下不小于2800N·s/kg；

脉冲情况下不小于2520N·s/kg。

(4)星载计算机采样周期为：400ms。

2推力器使用策略：

(1)轨控推力器使用策略：

根据帆板锁定且卫星不控的动力学模型参数配置32台具有推力性能的双组元发动机即推力器，确定推力器安装位置坐标如表1；

表1 发动机安装位置坐标

A

轨道控制推力器使用方案如表2所示：

表2 轨控推力器使用表

轨道控制	主份推力器应用
		+X	1a+2a
-X	3a+4a
		+Y	7a+8a
-Y	5a+6a
		+Z	9a+10a+11a+12a
-Z	13a+14a+15a+16a

(2)姿控推力器使用策略：

对于负责X和Y方向轨控的推力器1到8，采用“保姿控”优先的推力融合设计思想，对于负责Z方向轨控的推力器9到16，由于没有采用“保姿控”优先的推力融合设计思想。

为避免姿轨控推力器进行对喷，减少推进剂消耗量，姿态控制推力器使用策略为根据不同的轨控方向进行选择，尽量和轨道控制推力器复用。

a.姿控X轴推力器的选择：

1)轨控Z轴正喷或不喷，姿控X轴选用9a或12a进行控制；

2)轨控Z轴负喷，姿控X轴选用16a或13a进行控制。

b.姿控Y轴推力器的选择：

1)Z方向正喷，姿控Y轴选用10a+12a或9a+11a进行控制；

2)Z方向负喷，姿控Y轴选用13a+15a或14a+16a进行控制；

3)轨控X方向正喷，姿控Y轴选用2a或1a进行控制；

4)其它情况下，姿控Y轴选用10a+13a或11a+16a进行控制。

c.姿控Z轴推力器的选择：

1)轨控Y方向正喷或不喷，姿控Z轴选用7a或8a进行控制；

2)轨控Y轴负喷，姿控Z轴选用6a或5a进行控制。

2.3推力融合

a.Z轴轨控脉宽由于分配到4个推力器，每个推力器最大轨控脉宽不会超过200ms，即使叠加上姿控脉宽一般也不会超过400ms，因此对于这8个推力器9a、10a、11a、12a、13a、14a、15a和16a，只是将姿轨控推力脉宽叠加，不进行额外处理；

b.对于5a/6a这对推力器，由于存在轨控脉宽400ms的情况，与姿控相应脉宽叠加后，进行以下处理；

1)若叠加后5a脉宽超过了400ms，则将5a脉宽限幅到400ms，6a扣除相应脉宽，从而保证姿控效果；

2)若叠加后6a脉宽超过了400ms，则将6a脉宽限幅到400ms，5a扣除相应脉宽，从而保证姿控效果；

3)若叠加后两个推力器均没有超过400ms，则直接输出；

c.1a/2a，7a/8a这两对推力器的融合算法同5a/6a。

3飞行器质量/惯量特性；

转动惯量均在质心坐标系下，按照±30％的误差考虑，布局坐标系下质心误差X_c方向±30mm、Y_c和Z_c方向±10mm。其飞行器质量特性计算结果如表3所示：

表3 飞行器质量特性计算结果

4飞行器挠性特性；

飞行器帆板展开状态下，前5阶模态频率分别为如表4所示：

表4 模态参数

序号	频率	振型描述
			1	0.32Hz	垂直板面一阶弯曲
2	1.62Hz	一阶扭转
			3	1.88Hz	平行板面一阶弯曲
4	2.01Hz	垂直板面二阶弯曲
			5	5.28Hz	垂直板面三阶弯曲

跟据表3计算工况给出了对应的耦合系数矩阵计算结果，详见表5。

表5 耦合系数计算结果

5羽流影响；

主要考虑推力器9、10、11、12羽流对滚动轴的影响，只要有喷气就有干扰；推力器9和10有喷气时，产生-8Nm的干扰力矩，推力器11和12有喷气时，产生8Nm的干扰力矩。

6性能要求及工况介绍；

(1)控制的精度要求是姿态±3°，姿态角速度±0.3°/s。并分析姿态是否可控以及能达到的指标量级。

(2)帆板的阻尼在千分之五到百分之二间。

(3)关于帆板，认为4.2秒到4.4秒就已经展开到位；帆板展开方面按20秒后力矩是0处理；工况切换方面，0到4.2秒是工况一，4.2到4.5秒是工况一，4.5秒后，带入工况二。

(4)关于常规轨控，是指﹢x方向，1a2a连续喷20分钟。

(5)展开体，是在工况二展开。

(6)工况六，只复合分离体2的分离就可以，无姿轨控任务。

(7)工况五的LGQ变轨期间，认为扫描机构1和2一直扫描。

(8)展开附件1(火工品解锁)的干扰是在工况二稳下来后加，且是绕着z轴转。

(9)扫描机构1和2是绕y轴转，z进动，且时互为备份，全都工作。

(10)推力器最小点火时间是20ms。

(11)关于工况的切换及工作需求分析

工况一：帆板展开前；

工况二：帆板展开后(展开过程按工况一算)，分离体一分离前；

工况三：分离体一分离后(分离过程按工况二算)；

工况四：首先进行常规轨控(20分钟)，并在姿态角和角速度达到精度要求后，进行LQG轨控。

工况五：首先进行LQG轨控，同时扫描机构一直工作；在轨控结束并且姿态达到稳定精度标准后，分离体二分离，进入工况六。

工况六：分离体二分离后。只复核分离体二分离干扰情况，无姿轨控任务。

工况789和456是并列工作模式，切换和控制任务相同。

7各LQG序列

给出5组LGQ轨控脉宽序列，分别验证轨控同时的姿态可控性。5组LQG序列如图3～7所示；预估结果、仿真结果及分析；

若干姿态控制现象

现象一：LQG3、4情况下，姿态失控，如图8和图9所示。

现象二：LQG1情况下，姿态虽然可控，但相比于同样可控的LQG2序列，LQG轨控开始时刻姿态角超调较大，如图10和图11所示。

现象三：LQG5质心在标称情况下，姿态可控，但在负拉偏情况下，姿态失控，如图12和图13所示。

现象四：对于轨控序列，一般z轴轨控序列若饱和，则姿态失稳；x、y轴轨控序列饱和情况下一般不导致姿态失控，如图4和图5所示。

基于上述现象，下面进行姿轨耦合控制情况下姿态可控性分析，及轨控序列LQG3、4姿态不可控，以及LQG5部分情况姿态不可控的具体原因分析。

基于“隔离余量”方法的姿轨耦合姿态控制性能分析

(1)推力器1到8负责的姿态控制需求性能分析

关于现象四。对于负责X和Y方向轨控的推力器1到8，由于是采用“保姿控”优先的推力融合设计思想，所以当中的任何一个推力器可认为在采样周期内的隔离值T_{a_iso}可以很大，甚至达到T；又由于推力器1到8单独作用产生的对相应轴的执行力矩c和干扰力矩d_i相比大得多，因此可以认为推力器1到8负责的对应轴的姿态控制任务在每个采样周期总是过余量的，因此足以完成姿态控制要求。其中，干扰力矩为：①重力梯度力矩:如图15(a)、②太阳光压力矩:如图15(c)、③气动力矩:如图15(b)和④剩磁力矩。

(2)推力器9到16负责的姿态控制需求性能分析

对于负责Z方向轨控的推力器9到16，由于没有采用“保姿控”优先的推力融合设计思想，因此相应的姿态控制性能将受到影响。由于当中任何一个推力器的姿态控制脉宽是和轨道控制脉冲宽度叠加的，并且受采样周期有限的影响，每个周期不一定能达到期望的姿态脉冲宽度。又由于根据推力器使用策略，且Z方向总是有轨控任务，因此推力器9到16几乎负责了LQG轨控期间绝大多数时间的姿态控制任务。因此对姿态控制性能将产生关键性的影响。

关于现象一：对于采用LQG3和LQG4轨控序列，姿态失控情况进行分析。如图5和图6所示，在LQG轨控开始时刻到几百秒的时间间隔内，两种序列的z方向的推力器组就始终处于全采样周期轨控脉宽状态，即T_{o_real}＝T＝0.4，则在一个采样周期内，可用来进行姿态控制的隔离值T_{a_iso}＝0，即负责x轴或y轴姿态控制的推力器组在一个采样周期内无法产生姿态控制的脉宽，从而隔离余量IM会一直小于0，因此星体将在LQG全采样周期轨控脉宽的前几百秒状态下一直处于姿态失控状态，从而导致姿态发散。

关于现象二：对于采用LQG1，在轨控开始时刻的时间间隔内姿态角超调较大情况的原因分析与LQG3，4的分析方法类似。如图3所示，在LQG开始时刻的一小段时间内，z方向的推力器同样处于全采样周期轨控脉宽状态，则同样姿态控制的隔离值T_{a_iso}＝0，从而隔离余量IM也一直小于0，因此在轨控开始的时间间隔内，星体姿态将一直处于失控状态，但由于时间间隔相较于LQG3，4而言小得多，因此只是产生较大的姿态角超调，而不至于导致姿态的最终发散。

关于现象三：对于工况四下，采用LQG5时，如图12和图13所示，在标称质心下姿态可控，但在质心负拉偏时，姿态失控并发散。观察LQG5，如图7所示，在轨控开始的前几百秒时间间隔内，轨控脉宽序列一般在3.4秒到3.6秒之间，因此隔离值T_{a_iso}可以保持在0.4到0.6之间，又由于用于产生姿态控制的力矩c较大，所以理论上隔离余量IM可以保持为正，即姿态可控，标准质心下满足该要求；但当其他推力器干扰力矩较大且作用时间较长时，也完全会出现IM为负的情况，质心负拉偏就属于该情况，下面给出具体分析。

首先对于工况四LQG5轨控期间，质心标称情况进行分析。观察图7可知，此时z轴反向轨控负喷，因此是推力器13到16工作。在标称质心下，算得推力器13到16同时工作时，对x轴和y轴产生的干扰力矩作用分别为：d_x1＝1.335Nm，d_y1＝-0.647Nm，且前几百秒内认为在每个采样周期内用于轨控的脉宽为T₁＝0.35s，则用于姿态控制的隔离值T_{a_iso}＝0.05s；此时用于x轴姿态控制的正力矩由推力器16产生，经计算达到c_x+＝24.5838Nm，负力矩由推力器13产生，经计算达到c_x-＝-23.9163Nm，用于y轴姿态控制的正力矩由推力器13和15联合产生，经计算达到c_y+＝12.2133*2Nm，用于y轴姿态控制的负力矩由推力器14和16联合产生，经计算达到c_y-＝-12.5368*2Nm。此时x轴方向轨控正喷，因此推力器1和2工作，在标称质心下，算得对z轴的干扰力矩较小，对y轴产生的干扰力矩作用为d_y2＝1.9225Nm，且认为前几百秒内用于轨控的脉宽是T₂＝0.4s；此时y轴方向轨控正喷，因此推力器7和8工作，在标称质心下，算得对z轴的干扰力矩较小，对x轴产生的干扰力矩作用为d_x3＝-1.9225Nm，且认为前几百秒内用于轨控的脉宽是T₃＝0.4s(实际上根据推力融合策略可能比0.4小)。下面计算隔离余量。

对于前几百秒内每个采样周期的y通道姿态控制的隔离余量有：

$\begin{array}{c}{\mathrm{IM}}_y=|c_{y-}\&CenterDot;T_{a\_\mathrm{iso}}|-{|d}_{y1}\&CenterDot;T_1+d_{y2}\&CenterDot;T_2|\\ =1.2537-0.5426=0.7111>0\end{array}$

对于x通道姿态控制的隔离余量有：

$\begin{array}{c}{\mathrm{IM}}_x=|c_{x-}\&CenterDot;T_{a\_\mathrm{iso}}|-{|d}_{x1}\&CenterDot;T_1+d_{x3}{\&CenterDot;T}_3|\\ =1.2292-0.3018=0.9274>0\end{array}$

所以通过对隔离余量的分析得出工况四，标称质心，LQG5序列轨控期间，x，y通道可控的结论。并且由于z通道的姿态控制由推力器7和8根据“保姿控”的原则完成，因此一定是可控的。从而得出工况四，标称质心，LQG5序列轨控期间，姿态可控的结论。

然后对于工况四LQG5轨控期间，质心负拉偏情况进行分析。观察图7可知，此时z轴反向轨控负喷，因此是推力器13到16工作。在质心负拉偏下，算得推力器13到16同时工作时，对x轴和y轴产生的干扰力矩作用分别为：d_x1＝0.335Nm，d_y1＝2.353Nm，且前几百秒内认为在每个采样周期内用于轨控的脉宽为T₁＝0.35s，则用于姿态控制的隔离值T_{a_iso}＝0.05s；此时用于x轴姿态控制的正力矩由推力器16产生，经计算达到c_x+＝24.3338Nm，负力矩由推力器13产生，经计算达到c_x-＝-24.1663Nm，用于y轴姿态控制的正力矩由推力器13和15联合产生，经计算达到c_y+＝12.9633*2Nm，用于y轴姿态控制的负力矩由推力器14和16联合产生，经计算达到c_y-＝-11.7868*2Nm。此时x轴方向轨控正喷，因此推力器1和2工作，在标称质心下，算得对z轴的干扰力矩较小，对y轴产生的干扰力矩作用为d_y2＝2.4225Nm，且认为前几百秒内用于轨控的脉宽是T₂＝0.4s；此时y轴方向轨控正喷，因此推力器7和8工作，在标称质心下，算得对z轴的干扰力矩较小，对x轴产生的干扰力矩作用为d_x3＝-2.4225Nm，且认为前几百秒内用于轨控的脉宽是T₃＝0.4s(实际上根据推力融合策略可能比0.4小)。下面计算隔离余量。

对于前几百秒内每个采样周期的y通道姿态控制的隔离余量有：

$\begin{array}{c}{\mathrm{IM}}_y=|c_{y-}\&CenterDot;T_{a\_\mathrm{iso}}|-{|d}_{y1}\&CenterDot;T_1+d_{y2}{\&CenterDot;T}_2|\\ =1.1787-1.7925=-0.6138<0\end{array}$

所以通过对隔离余量的分析得出工况四，负拉偏质心，LQG5序列轨控期间，y通道不可控的结论。从而得出工况四，负拉偏质心，LQG5序列轨控期间，姿态不可控的结论。

本发明还可有其它多种实施例，在不背离本发明精神及其实质的情况下，本领域技术人员当可根据本发明作出各种相应的改变和变形，但这些相应的改变和变形都应属于本发明所附的权利要求的保护范围。

Claims (6)

1.一种基于隔离余量方法与脉宽融合策略的挠性卫星姿态轨道耦合控制方法，其特征在于：一种基于隔离余量方法与脉宽融合策略的挠性卫星姿态轨道耦合控制方法具体是按照以下步骤进行的：

步骤一、根据地心惯性坐标系(Oi，Xi，Yi，Zi)，卫星本体坐标系(Ob,Xb,Yb,Zb)、卫星布局坐标系(O1,X1,Y1,Z1),与挠性卫星姿态各类型干扰力矩影响挠性卫星姿态进行数学建模即建立帆板锁定且卫星不控的动力学模型：并获得帆板锁定且卫星不控的动力学模型参数；

其中，前N阶模态频率，耦合系数F_s，阻尼系数ξ；I_s为整星系统的惯性并矢的矩阵表示；为帆板i的模态坐标；F_is为帆板i振动对整星相对卫星本体系的转动耦合系数矩阵；i表示帆板的个数；i＝1,…,N；为系统的全部外力矩之和即整星相对星体质心O_b的旋转合外力矩；ξ_i为帆板i挠性模态的阻尼系数；Λ_i为帆板i模态振型频率，为卫星绝对角速度； 为卫星的绝对角速度，ω₁,ω₂和ω₃分别为在对应的卫星本体系三个坐标轴的分量；挠性卫星姿态各类型干扰力矩由重力梯度力矩、太阳光压力矩、气动力矩、剩磁力矩、转动部分的干扰力矩、火工品解锁干扰力矩和分离体分离力矩组成；

步骤二、根据帆板锁定且卫星不控的动力学模型参数配置32台具有推力性能的双组元发动机即推力器，确定推力器安装位置坐标；其中，32台推力器的编号为1a～16a、1b～16b；配置的推力器具有包括确定选择的轨道控制推力器和姿态控制即姿控推力器，配置轨道控制推力器具有负责X和Y轴方向轨控的推力器和负责Z轴轨控的推力器；

将负责X和Y方向轨控的推力器1a到8a和1b到8b进行保姿控优先的推力融合的方法进行推力融合控制以及负责Z轴轨控的推力器9a到16a和9b到16b利用推力融合的方法进行正常的卫星姿轨一体化控制；其中，保姿控为卫星优先满足姿态控制；正常的姿轨一体化控制为不需要保姿控优先的推力融合控制；

步骤三、利用LQG序列根据卫星的工况参数进行隔离余量计算，确定IM的值；

步骤四、如果IM<0卫星姿态不可控，则此LQG序列不可用，不符合要求，在其余的LQG序列中选择一组新的LQG序列；如果IM>0卫星姿态可控即得出轨控LQG序列；

步骤五、根据轨控LQG序列确定出轨控脉宽及喷气方向，利用轨控脉宽及喷气方向设计Matlab/simulink中的轨控脉宽及喷气方向确定模块，设计的轨控脉宽及喷气方向确定模块按卫星本体系xb,yb,zb方向分成X通道，Y通道和Z通道的轨控脉宽及喷气方向确定模块从步骤二中确定的推力器中选择推力器，从而确定卫星轨道方向实现喷气；

步骤六、设计Matlab/simulink中的姿态控制推力器确定模块，姿态控制推力器确定模块按卫星本体系xb,yb,zb方向分成X通道，Y通道和Z通道分确定模块选择姿态控制的推力器喷气；

步骤七、利用Matlab/simulink中的姿态控制推力器选择模块根据卫星X、Y和Z的三通道的轨控脉宽的正负向确定姿态控制推力器，限定X、Y和Z三通道的姿态控制允许采用的姿态控制推力器的范围；

步骤八、利用Matlab/simulink中的控制算法处理模块根据姿态解算模块得到的误差四元数信息和误差角速度信息，结合推力器选择模块指令，确定X、Y和Z三个通道在采样周期内允许使用的姿态推力器的触发信号和采样周期内相应通道的姿态控制喷气时间；其中，X、Y和Z三个通道的姿态控制模块，由PID算法与喷气指令形成模块组成；PID算法的输出期望的控制力矩，喷气指令形成模块则是结合具体任务给出等效控制姿态的喷气时间长度和给出相应的姿控推力器触发信号；

步骤九、推力融合实现模块的输入为采样周期内相应通道的姿态控制喷气时间、所应当采用的推力器的触发信号以及步骤五得到的轨道控制喷气时间信息，并输出利用按照脉宽调制方法得到采样周期内的推力器的等效力矩值；即完成了一种基于隔离余量方法与脉宽融合策略的挠性卫星姿态轨道耦合控制方法。

2.根据权利要求1所述一种基于隔离余量方法与脉宽融合策略的挠性卫星姿态轨道耦合控制方法，其特征在于：步骤一中所述的转动部分的干扰力矩为：

ω_wby表示转动部分的转速，I_wby为转动部分相对原点的惯量阵的分量；转动部分的干扰力矩T_wb T_wbx、T_wby、T_wbz分别为在对应的x,y,z轴的分量；

所述的火工品解锁对本体造成的干扰力矩的内干扰力矩式为：

ω_wbz表示火工品转动的转速，I_wbz为火工品相对原点的惯量阵的分量；

所述的分离体分离力矩包括小卫星分离干扰力矩和模拟载荷分离干扰力矩组成。

3.根据权利要求1所述一种基于隔离余量方法与脉宽融合策略的挠性卫星姿态轨道耦合控制方法，其特征在于：步骤一中建立帆板锁定且卫星不控的动力学模型具体为：

(1)带挠性太阳帆板附件的卫星动力学模态方程为：

其中，

帆板A的模态坐标；

帆板A转动角速度

R_sa：为帆板转动与整星转动耦合惯性并矢

F_s：为帆板A振动对整星相对卫星本体系的转动耦合系数矩阵

R_as：为整星转动与帆板转动耦合惯性并矢

F_A：为帆板A振动对帆板相对卫星本体系的转动耦合系数矩阵

I_a：帆板A相对O_p1惯性并矢的矩阵表示；

Λ：帆板A模态振型频率，Λ＝diag(Λ₁₁,Λ22,…,Λ_NN)；Λ_NN下角标N为振型阶数；

ξ：帆板A挠性模态的阻尼系数；

为帆板受到的本体提供的驱动力矩即帆板A关于O_p1的旋转力矩；

(2)帆板锁定且卫星不控的动力学模型为：

其中，Λ_i为帆板i模态振型频率。

4.根据权利要求1所述一种基于隔离余量方法与脉宽融合策略的挠性卫星姿态轨道耦合控制方法，其特征在于：步骤二中根据帆板锁定且卫星不控的动力学模型参数配置32台具有推力性能的双组元发动机即推力器，确定推力器安装位置坐标具体过程为：

(1)姿态控制即姿控推力器使用策略；

a.姿控X轴推力器的选择：

1)轨控Z轴正喷或不喷，姿控X轴选用9a或12a进行控制；

2)轨控Z轴负喷，姿控X轴选用16a或13a进行控制；

b.姿控Y轴推力器的选择：

1)Z方向正喷，姿控Y轴选用10a+12a或9a+11a进行控制；

2)Z方向负喷，姿控Y轴选用13a+15a或14a+16a进行控制；

3)轨控X方向正喷，姿控Y轴选用2a或1a进行控制；

4)其它情况下，姿控Y轴选用10a+13a或11a+16a进行控制；

c.姿控Z轴推力器的选择：

1)轨控Y方向正喷或不喷，姿控Z轴选用7a或8a进行控制；

2)轨控Y轴负喷，姿控Z轴选用6a或5a进行控制；

(2)推力融合；

a.Z轴轨控脉宽由于分配到4个推力器，对于Z轴轨控的8个推力器进行姿轨控推力脉宽叠加；

b.对于存在轨控脉宽为1个采样周期的5a或6a这对推力器，与姿控相应脉宽叠加后，进行以下处理：

1)若叠加后5a脉宽超过了1个采样周期，则将5a脉宽限幅到1个采样周期，6a脉宽扣除5a超过1个采样周期的脉宽，根据5a和6a的脉宽，确定5a和6a推力器的工作时间；

2)若叠加后6a脉宽超过了1个采样周期，则将6a脉宽限幅到1个采样周期，5a扣除6a超过了1个采样周期的脉宽，确定5a和6a推力器的工作时间；

3)若叠加后两个推力器均没有超过1个采样周期，则直接输出叠加后的脉宽为推力器的工作时间；

c.1a/2a，7a/8a这两对推力器的融合算法同5a/6a；

d.确定推力器安装位置坐标。

5.根据权利要求1所述一种基于隔离余量方法与脉宽融合策略的挠性卫星姿态轨道耦合控制方法，其特征在于：步骤三中利用LQG序列根据卫星的工况参数进行隔离余量计算，确定IM的值具体过程为：

(1)对计算机随机产生多组LQG序列，对给定的LQG序列根据卫星的工况参数进行隔离余量计算：设在每一个星载计算机采样周期内，X、Y和Z各轴的推力器对X、Y或Z轴产生的第i个干扰力矩并在采样周期内持续时间T_i，用来进行姿控的最大脉宽为采样周期内的隔离值T_{a_iso}，执行力矩第i个干扰力矩采样周期内持续时间T_i，如果和异号，则由公式叫做采样周期内的隔离余量；

(2)若IM>0，则称为过余量；若IM＝0，则称为平余量；若IM<0，则称为欠余量；

(3)采样周期内的隔离值T_{a_iso}的计算

a、以推力器为执行机构的卫星，从采样周期T的开始，姿态控制器将给出在采样周期T内需要的理想姿控脉宽T_{a_ideal}；

b、T_{a_ideal}与本周期要求的轨控脉宽T_{o_ideal}叠加；在采样周期T；

c、设负责X,Y或Z轴在任意方向的推力器组同时用于轨道控制的共同的脉冲宽度叫实际脉宽T_{o_real}；

d、对卫星某轴，称推力器在采样周期内的除用来轨控的实际脉宽T_{o_real}外，用来进行姿控的最大脉宽为采样周期内的隔离值T_{a_iso}，且设T_{a_iso}＝T-T_{o_real}。

6.根据权利要求1所述一种基于隔离余量方法与脉宽融合策略的挠性卫星姿态轨道耦合控制方法，其特征在于：步骤四中如果IM>0卫星姿态可控，则基于四元数和角速度反馈姿态控制律进行控制律设计具体过程：

(1)卫星的动力学方程：

把帆板的影响考虑为干扰，刚性卫星的动力学方程为：

其中，J为卫星的转动惯量，为控制变量，为干扰，

(2)姿态控制律设计：

定义误差四元数表示四元数与指令四元数之差；

式中，

设计控制律为：

其中控制参数k_p>0,k_d>0；

(3)姿态控制律稳定性证明：

选取正定的Lyapunov函数：

对时间求全导数将非线性系统公式代入，即：

不存在干扰时上式变为：

将式控制律代入，得：

根据LaSalle不变原理证明闭环系统状态满足 ${\lim }_{t\&RightArrow;\&infin;}{q}_{\mathrm{ev}}\left(t\right)={\left[\begin{array}{ccc}0& 0& 0\end{array}\right]}^T,$ 即