CN112445234B - 一种航天器的姿态控制方法和装置 - Google Patents

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    • G05D1/0833—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability using limited authority control

Abstract

本发明公开一种航天器的姿态控制方法及装置，所述方法包括：获取航天器飞行状态下的状态参数；基于所述状态参数，计算箭体小扰动运动方程的动力系数；基于预设死区继电控制特性的开关门限及所述动力系数，确定姿态控制回路中校正网络的参数；基于节能算法，控制姿控喷管的开启时间不超过预设时间；对姿态控制过程进行数学仿真；及确定所述姿态角速率符合第一预设条件，则对姿态控制过程进行蒙特卡洛仿真。本发明可使得箭体姿态运动获得较为理想的控制动态特性，同时，获得星箭分离时刻箭体的三通道小姿态角速率。

Description

一种航天器的姿态控制方法和装置
技术领域
本发明涉及运载火箭姿态控制技术领域，具体涉及一种基于节能算法的航天器的姿态控制和装置。
背景技术
运载火箭卫星送入预定轨道发出星箭分离指令时刻，箭体的姿态角偏差和姿态角速率直接影响星箭分离完成后卫星的初始姿态角偏差和姿态角速率。根据卫星姿态控制执行机构的工作特点以及尽量减少姿态控制用化学推进介质消耗量的需求，大多数卫星对释放后初始姿态角速率的要求更为严苛，姿态角偏差可以通过小角速率长时间积分逐步完成修正。
在传统的运载火箭星箭分离段姿态控制系统设计过程中，将实际姿态角和程序姿态角形成姿态角偏差信号，经过校正网络后输出量与死区继电控制特性开关门限进行比较形成姿控动力系统开关指令，控制相应的姿控喷管执行开关动作产生控制力矩实现对箭体姿态的控制。上述方法可以实现姿态控制系统反馈回路具有理想的稳定品质，姿态角偏差保持在设计的变化范围以内。然而，上述方法主要以角偏差作为控制目标，星箭分离时刻姿态角速率的分布特性与箭体被控特性有关，虽然可以保持在不大的变化范围内但是并没有作为控制目标进行小角速率设计，即没有充分利用姿态控制系统的控制能力进行星箭分离时刻小角速率设计。
发明内容
本发明的目的是提供一种航天器的姿态控制和装置，可使得箭体姿态运动获得较为理想的控制动态特性，同时，获得星箭分离时刻箭体的三通道小姿态角速率。
本发明实施例提供了以下方案：
第一方面，本发明实施例提供一种航天器的姿态控制方法，所述方法包括：
获取航天器飞行状态下的状态参数；
基于所述状态参数，计算箭体小扰动运动方程的动力系数；
基于预设死区继电控制特性的开关门限及所述动力系数，确定姿态控制回路中校正网络的参数；
基于节能算法，控制姿控喷管的开启时间不超过预设时间；
对姿态控制过程进行数学仿真，根据仿真结果判断星箭分离时刻姿态角速率是否符合第一预设条件，确定所述姿态角速率不符合所述第一预设条件，则优化所述校正网络的参数、所述开关门限以及所述节能算法的参数，直至所述姿态角速率符合所述第一预设条件；及
确定所述姿态角速率符合第一预设条件，则对姿态控制过程进行蒙特卡洛仿真，根据仿真结果判断星箭分离时刻姿态角速率是否符合第二预设条件，确定所述姿态角速率不符合所述第二预设条件，则进一步优化所述校正网络的参数、所述开关门限以及所述节能算法的参数，直至所述姿态角速率符合所述第二预设条件。
可选的，所述节能算法包括采样时刻点n及预设开启时间Ny，当采样周期为T0，所述基于节能算法，控制姿控喷管的开启时间不超过预设时间，包括：
当前n点采样时刻姿控喷管的开启时间累计之和小于所述预设开启时间Ny*T0时，对姿控喷管的控制指令不作处理；当前n点采样时刻姿控喷管的开启时间累计之和达到所述预设开启时间Ny*T0，则将姿控喷管的控制指令置零。
可选的，所述优化所述校正网络的参数、所述开关门限以及所述节能算法的参数，包括：
逐渐减少所述预设开启时间Ny，以缩短校正网络的输出量超出所述开关门限之后姿控喷管开启的工作时间。
可选的，所述第一预设条件为星箭分离时刻姿态角速率的稳定性符合预设要求。
可选的，所述第二预设条件为星箭分离时刻姿态角速率在预设范围内。
可选的，所述基于所述状态参数，计算箭体小扰动运动方程的动力系数包括：
基于俯仰阻尼力矩系数、飞行动压、参考面积、参考长度、转动惯量及速度确定阻尼动力系数；
基于俯仰力矩系数对攻角导数、所述飞行动压、所述参考面积、所述参考长度及所述转动惯量确定静稳定动力系数；
基于俯仰通道姿控喷管推力、俯仰通道姿控喷管推力作用力臂、及所述死区继电控制特性的开关门限确定执行机构效率动力系数；
基于升力系数对攻角导数、所述飞行动压、所述参考面积、箭体质量及所述速度确定法向力动力系数；
基于重力加速度、弹道倾角、及所述速度确定重力加速度动力系数；及
基于所述俯仰通道姿控喷管推力、所述攻角、所述箭体质量、所述速度及所述死区继电控制特性的开关门限确定执行机构升力动力系数。
可选的，所述控制回路包括线性部分及非线性部分，所述基于所述开关门限及所述动力系数确定校正网络参数，包括：
设定所述校正网络参数的初始值；
基于所述初始值，绘制所述线性部分传递函数的奈奎斯特曲线及非线性部分的负倒描述函数曲线；以及
基于所述奈奎斯特曲线及所述负倒描述函数曲线的相交特性以及反馈回路的稳定性，调整并得到所述校正网络的参数。
第二方面，本发明实施例提供一种航天器的姿态控制装置，所述装置包括：
获取模块，用于获取航天器飞行状态下的状态参数；
计算模块，用于基于所述状态参数，计算箭体小扰动运动方程的动力系数；
基于预设死区继电控制特性的开关门限及所述动力系数，确定姿态控制回路中校正网络的参数；
控制模块，用于基于节能算法，控制姿控喷管的开启时间不超过预设时间；
第一仿真模块，对姿态控制过程进行数学仿真，根据仿真结果判断星箭分离时刻姿态角速率是否符合第一预设条件，确定所述姿态角速率不符合所述第一预设条件，则优化所述校正网络的参数、所述开关门限以及所述节能算法的参数，直至所述姿态角速率符合所述第一预设条件；及
第二仿真模块，用于确定所述姿态角速率符合第一预设条件，则对姿态控制过程进行蒙特卡洛仿真，根据仿真结果判断星箭分离时刻姿态角速率是否符合第二预设条件，确定所述姿态角速率不符合所述第二预设条件，则进一步优化所述校正网络的参数、所述开关门限以及所述节能算法的参数，直至所述姿态角速率符合所述第二预设条件。
第三方面，本发明实施例提供一种航天器的姿态控制装置，包括：
存储器，用于存储计算机程序；
处理器，用于执行所述计算机程序以实现第一方面中任一所述的航天器的姿态控制方法的步骤。
第四方面，本发明实施例提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时以实现第一方面中任一所述的航天器的姿态控制方法的步骤。
本发明与现有技术相比，具有如下的优点和有益效果：
本发明实施例航天器的姿态控制方法通过优化节能算法的参数使得箭体姿态运动获得较为理想的控制动态特性，同时，获得星箭分离时刻箭体的三通道小姿态角速率。
附图说明
为了更清楚地说明本说明书实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本说明书的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本发明实施例提供的一种航天器的姿态控制方法的流程图。
图2是图1所示航天器的姿态控制方法应用的控制回路的示意图。
图3是图1所示航天器的姿态控制方法进行数学仿真的结果示意图。
图4是图1所示航天器的姿态控制方法进行蒙特卡洛仿真的结果示意图。
图5是本发明实施例提供的一种航天器的姿态控制装置的结构示意图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整的描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例，基于本发明实施例，本领域普通技术人员所获得的所有其他实施例，都属于本发明实施例保护的范围。
请参阅图1，图1为本发明实施例提供的一种航天器的姿态控制方法的流程图。在一个实施例中，航天器可为星箭分离段的箭体。所述方法包括以下步骤：
步骤S1，获取航天器飞行状态下的状态参数。
具体地，状态参数包括为飞行动压q，参考面积s，参考长度l，质量m，速度V，攻角α，弹道倾角θ。
步骤S2，基于所述状态参数，计算箭体小扰动运动方程的动力系数。
具体地，以俯仰通道为例，定义箭体小扰动运动方程动力系数为：
阻尼动力系数
Figure GDA0003795817320000061
表明箭体的空气动力阻尼对箭体转动的影响特性；
静稳定动力系数
Figure GDA0003795817320000062
表明箭体的静稳定特性；
执行机构效率动力系数
Figure GDA0003795817320000063
表明执行机构的操纵效率特性；
法向力动力系数
Figure GDA0003795817320000064
表明箭体的机动能力特性；
重力加速度动力系数
Figure GDA0003795817320000065
表明重力加速度引起的弹道倾角变化速率特性；
执行机构升力动力系数
Figure GDA0003795817320000066
表明执行机构控制力产生的升力特性；
其中，g为重力加速度，Jz1为箭体绕OZ1轴转动惯量，
Figure GDA0003795817320000067
为俯仰阻尼力矩系数，
Figure GDA0003795817320000068
为俯仰力矩系数对攻角导数，
Figure GDA0003795817320000069
为升力系数对攻角导数，Fctr_p为俯仰通道姿控喷管推力大小，Lctr_p为俯仰通道姿控喷管推力作用力臂。
步骤S3，基于预设死区继电控制特性的开关门限及所述动力系数，确定姿态控制回路中校正网络的参数。
在一个实施例中，h为死区继电控制特性的开关门限，h>0且死区继电特性输出量y和输入量x之间具有以下关系：
Figure GDA0003795817320000071
请一并参阅图2，所述姿态控制回路10用于箭体姿态控制，包括校正网络101、开关门限102、节能算法103、液体姿控动力系统104及箭体姿态运动运力学105，在本实施例中，所述姿态控制方法对校正网络101的参数、开关门限102、节能算法的参数103进行设置及优化，因此，液体姿控动力系统104及箭体姿态运动运力学105不再赘述。
所述校正网络包括线性部分及非线性部分，所述基于所述开关门限及所述动力系数确定校正网络参数，包括：
步骤S301，设定所述校正网络参数的初始值。
步骤S302，基于所述初始值，绘制所述线性部分传递函数的奈奎斯特曲线及非线性部分的负倒描述函数曲线。
在一个实施例中，所述线性部分传递函数包括校正网络传递函数Gjz(s)和箭体姿态控制扰动量Δδp到俯仰姿态角扰动量
Figure GDA0003795817320000072
的传递函数
Figure GDA0003795817320000073
传递函数Gjz(s)输入量为姿态角偏差信号，用于实现对输入量在频域内进行幅值和相位的校正。传递函数
Figure GDA0003795817320000074
表明箭体俯仰通道姿态控制信号扰动量到俯仰角扰动量的复数域传递特性。传递函数Gjz(s)和传递函数
Figure GDA0003795817320000075
的表达式如下：
Figure GDA0003795817320000076
Figure GDA0003795817320000077
其中，K为控制增益、T1和T2为时间常数、ξ为阻尼系数，校正网络的参数包括控制增益K、时间常数T1和T2、及阻尼系数ξ。
在一个实施例中，非线性环节的描述函数N(A)是输出基波分量与输入正弦之比。根据非线性特性描述函数法，姿控喷管死区继电特性描述函数如下：
Figure GDA0003795817320000081
其中，自变量A为正弦输入信号幅值，根据动力系数b3、c3的定义，非线性特性描述函数中M＝h。因此，基于所述初始值可绘制非线性部分负倒描述函数曲线-1/N(A)。
步骤S303，基于所述奈奎斯特曲线及所述负倒描述函数曲线的相交特性以及反馈回路的稳定性，调整并得到所述校正网络的参数。
具体地，如果所述奈奎斯特曲线及所述负倒描述函数曲线有交汇点或者反馈回路的稳定性不符合预设值，则调整所述校正网络的参数，直至所述奈奎斯特曲线及所述负倒描述函数曲线无交汇点，且反馈回路的稳定性符合预设值。
步骤S4，基于节能算法，控制姿控喷管的开启时间不超过预设时间。
所述节能算法包括采样时刻点n及预设开启时间Ny，所述基于节能算法，控制姿控喷管的开启时间不超过预设时间，包括：
当前n点采样时刻姿控喷管的开启时间累计之和小于所述预设开启时间Ny时，对姿控喷管的控制指令不作处理；当前n点采样时刻姿控喷管的开启时间累计之和达到所述预设开启时间Ny，则将姿控喷管的控制指令置零。
在一个实施例中，采样周期为T0，各采样时刻点校正网络计算得到的输出值为Pcy(i)，并与开关门限h按照以下逻辑关系进行比较：
Figure GDA0003795817320000091
将Py0(i)作为节能算法输入量，设节能算法输出量为Py(i)，Py(i-1)、Py(i-2)、…、Py(i-n)分别为前一点采样时刻、前两点采样时刻、…、前n点采样时刻Py的数值，节能算法包括：
若|Py(i-1)+Py(i-2)+…+Py(i-n)|＜Ny，则取Py(i)＝Py0；
若|Py(i-1)+Py(i-2)+…+Py(i-n)|≥Ny，则取Py(i)＝0。
其中，n和Ny为需要设计选取的节能算法的参数，取值为正整数。上述节能算法策略实现的是通过设计选取正整数n和Ny，对节能算法输出量当前时刻点之前的n个采样时刻点按极性抵消后得到累计开启时间，当累计开启时间小于Ny*T0时不作处理取Py(i)＝Py0(i)，当累计开启时间达到Ny*T0后取Py(i)＝0，即强制将俯仰通道方向姿控喷管控制指令置零。
进一步地，本发明实施例提供的航天器的姿态控制方法对偏航通道和滚动通道采用与俯仰通道相同的步骤(即步骤2至步骤S4)初步确定校正网络、开关门限和节能算法的参数。
步骤S5，对姿态控制过程进行数学仿真。
具体地，建立姿态控制系统六自由度数学仿真模型，进行星箭分离段数学仿真。请一并参阅图3，从图3所示的数学仿真结果可以得到，星箭分离段箭体实际姿态角调整到卫星分离目标角度之后的飞行过程中，三通道姿态运动表现为角偏差以类似“三角波”形态变化、角速率以类似“方波”形态变化。
在所述仿真过程中，当校正网络的输出量即角偏差的校正量在开关门限以内时，姿控喷管关闭，箭体姿态角以基本恒定的角速率变化；随着角偏差的变化，当角偏差的校正量达到开关门限，经过节能算法处理之后输出姿控喷管的开关控制指令，在姿控喷管开启工作的时间段内，控制力矩的作用，使得角速率快速降低后反向增大，直到角偏差校正量回复到开关门限以内姿控喷管关闭，箭体姿态角以恒定的反向角速率运动直到角偏差反向运动到另一侧开关门限。经节能算法处理后姿控喷管开启相应的时间使得角速率快速降低后再反向增大，角偏差校正量回复到开关门限以内姿控喷管关闭，并以此规律周期性重复运动。
步骤S6，根据仿真结果判断星箭分离时刻姿态角速率是否符合第一预设条件，当所述姿态角速率不符合第一预设条件，则进入步骤S7，当所述姿态角速率符合第一预设条件，则进入步骤S8。
具体地，根据星箭分离时刻姿态角速率的稳定性判断是否符合第一预设条件，所述第一预设条件为星箭分离时刻姿态角速率的稳定性符合预设要求。例如，如图3所示，星箭分离时刻箭体姿态角速率在22s以后趋于平稳，符合第一预设条件。
步骤S7，优化所述校正网络的参数、所述开关门限以及所述节能算法的参数，重复执行步骤S6，直至所述姿态角速率符合第一预设条件结束优化过程。
步骤S8，对姿态控制过程进行蒙特卡洛仿真。
具体地，基于MATLAB/Simulink计算仿真软件，开展星箭分离段蒙特卡洛仿真试验，仿真次数不低于10000次。
步骤S9，根据仿真结果判断星箭分离时刻姿态角速率是否符合第二预设条件，当所述姿态角速率不符合第二预设条件，进入步骤S10。
具体地，统计星箭分离时刻姿态角速率分布状况，根据姿态角速率的分布状况判断是否符合第二预设条件。在一个实施例中，第二预设条件为星箭分离时刻姿态角速率在预设范围内，例如，如图4所示，星箭分离段三通道姿态角速率均不超过±0.3°，并且以较大概率维持在±0.2°的范围内，即星箭分离段箭体姿态以小角速率保持到星箭分离时刻。
步骤S10，优化所述校正网络的参数、所述开关门限以及所述节能算法的参数，重复执行步骤S8，直至所述姿态角速率符合第二预设条件结束优化过程。
在步骤S7及S10中，所述优化所述校正网络的参数、所述开关门限以及所述节能算法的参数，包括：
逐渐减少所述预设开启时间Ny，以缩短校正网络的输出量超出所述开关门限之后姿控喷管开启的工作时间；以及
调整所述校正网络的参数及所述开关门限。
具体地，节能算法缩短角偏差校正量超出开关门限之后姿控喷管开启工作的时间，从而使得角偏差校正量超出开关门限之后收敛恢复到门限以内，同时，能够获取绝对值较小的姿态角速率，之后当箭体以此小角速率到达星箭分离时刻，则获得星箭分离时刻箭体的三通道小姿态角速率数值，同时，调整所述校正网络的参数及所述开关门限，使得箭体姿态运动获得较为理想的控制动态特性。
在一个实施例中，运载火箭星箭分离段俯仰通道动力系数取b1＝0，b2＝0，c1＝0，代入箭体姿态控制扰动量Δδp到俯仰姿态角扰动量
Figure GDA0003795817320000112
传递函数
Figure GDA0003795817320000113
的表达式中，得到：
Figure GDA0003795817320000111
根据典型弹道星箭分离段箭体转动惯量、质心位置，计算得到b3为：
Figure GDA0003795817320000121
根据星箭分离段姿态控制系统角偏差设计要求，取
Figure GDA0003795817320000122
因此b3＝9.556。
基于非线性姿态控制系统设计方法，根据经验值初步设置校正网络各参数，绘制姿态反馈控制回路中线性部分传递函数(包括姿态运动动力学传递函数
Figure GDA0003795817320000123
和校正网络传递函数Gjz(s))奈奎斯特曲线和非线性部分负倒描述函数曲线-1/N(A)，分析姿态控制反馈回路的稳定品质计算结果调整校正网络参数K、T1、T2、ξ进行优化设计以获得较理想的稳定品质特性，得到的校正网络参数设计结果为：
K＝1；T1＝0.4；T2＝0.04；ξ＝0.7。
引入节能算法变参数策略，结合设计经验和数学仿真调试验证结果，节能算法中取n＝20，星箭分离段从起始时刻到星箭分离时刻之前6s时刻取Ny＝21，星箭分离时刻之前6s时刻至星箭分离时刻取Ny＝3，即实现在星箭分离时刻之前6s时刻至星箭分离时刻之间飞行阶段任一连续20个采样周期内姿控喷管开启指令按极性叠加后单方向累计开启时间不超过3个周期。
基于与方法同样的发明构思，本发明实施例还提供了一种航天器的姿态控制装置，如图5所示为所述装置20实施例的结构示意图，所述装置20包括：
获取模块201，用于获取航天器飞行状态下的状态参数。
计算模块202，用于基于所述状态参数，计算箭体小扰动运动方程的动力系数。
确定模块203，用于基于预设死区继电控制特性的开关门限及所述动力系数，确定姿态控制回路中校正网络的参数。
控制模块204，用于基于节能算法，控制姿控喷管的开启时间不超过预设时间。
第一仿真模块205，对姿态控制过程进行数学仿真，根据仿真结果判断星箭分离时刻姿态角速率是否符合第一预设条件，确定所述姿态角速率不符合所述第一预设条件，则优化所述校正网络的参数、所述开关门限以及所述节能算法的参数，直至所述姿态角速率符合所述第一预设条件。
第二仿真模块206，用于确定所述姿态角速率符合第一预设条件，则对姿态控制过程进行蒙特卡洛仿真，根据仿真结果判断星箭分离时刻姿态角速率是否符合第二预设条件，确定所述姿态角速率不符合所述第二预设条件，则进一步优化所述校正网络的参数、所述开关门限以及所述节能算法的参数，直至所述姿态角速率符合所述第二预设条件。
基于与前述实施例中同样的发明构思，本发明实施例还提供一种航天器的姿态控制设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述程序时实现前文任一所述方法的步骤。
基于与前述实施例中同样的发明构思，本发明实施例还提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时实现前文任一所述方法的步骤。
本发明实施例中提供的技术方案，至少具有如下技术效果或优点：
本发明实施例航天器的姿态控制方法通过优化节能算法的参数使得箭体姿态运动获得较为理想的控制动态特性，同时，获得星箭分离时刻箭体的三通道小姿态角速率。
本领域内的技术人员应明白，本发明的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本发明可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本发明可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器、CD-ROM、光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。
本发明是参照根据本发明实施例的方法、装置(模块、系统)和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式计算机或者其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。
这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。
这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
尽管已描述了本发明的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本发明范围的所有变更和修改。
显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包括这些改动和变型在内。

Claims (10)

1.一种航天器的姿态控制方法，其特征在于，所述方法包括：
获取航天器飞行状态下的状态参数；
基于所述状态参数，计算箭体小扰动运动方程的动力系数；
基于预设死区继电控制特性的开关门限及所述动力系数，确定姿态控制回路中校正网络的参数；
基于节能算法，控制姿控喷管的开启时间不超过预设时间；
对姿态控制过程进行数学仿真，根据仿真结果判断星箭分离时刻姿态角速率是否符合第一预设条件，确定所述姿态角速率不符合所述第一预设条件，则优化所述校正网络的参数、所述开关门限以及所述节能算法的参数，直至所述姿态角速率符合所述第一预设条件；及
确定所述姿态角速率符合第一预设条件，则对姿态控制过程进行蒙特卡洛仿真，根据仿真结果判断星箭分离时刻姿态角速率是否符合第二预设条件，确定所述姿态角速率不符合所述第二预设条件，则进一步优化所述校正网络的参数、所述开关门限以及所述节能算法的参数，直至所述姿态角速率符合所述第二预设条件。
2.根据权利要求1所述的航天器的姿态控制方法，其特征在于，所述节能算法包括采样时刻点n及预设开启时间Ny，当采样周期为T0，所述基于节能算法，控制姿控喷管的开启时间不超过预设时间，包括：
当前n点采样时刻姿控喷管的开启时间累计之和小于所述预设开启时间Ny*T0时，对姿控喷管的控制指令不作处理；当前n点采样时刻姿控喷管的开启时间累计之和达到所述预设开启时间Ny*T0，则将姿控喷管的控制指令置零。
3.根据权利要求2所述的航天器的姿态控制方法，其特征在于，所述优化所述校正网络的参数、所述开关门限以及所述节能算法的参数，包括：
逐渐减少所述预设开启时间Ny，以缩短校正网络的输出量超出所述开关门限之后姿控喷管开启的工作时间。
4.根据权利要求1所述的航天器的姿态控制方法，其特征在于，所述第一预设条件为星箭分离时刻姿态角速率的稳定性符合预设要求。
5.根据权利要求1所述的航天器的姿态控制方法，其特征在于，所述第二预设条件为星箭分离时刻姿态角速率在预设范围内。
6.根据权利要求1所述的航天器的姿态控制方法，其特征在于，所述基于所述状态参数，计算箭体小扰动运动方程的动力系数包括：
基于俯仰阻尼力矩系数、飞行动压、参考面积、参考长度、转动惯量及速度确定阻尼动力系数；
基于俯仰力矩系数对攻角导数、所述飞行动压、所述参考面积、所述参考长度及所述转动惯量确定静稳定动力系数；
基于俯仰通道姿控喷管推力、俯仰通道姿控喷管推力作用力臂、及所述死区继电控制特性的开关门限确定执行机构效率动力系数；
基于升力系数对攻角导数、所述飞行动压、所述参考面积、箭体质量及所述速度确定法向力动力系数；
基于重力加速度、弹道倾角、及所述速度确定重力加速度动力系数；及
基于所述俯仰通道姿控喷管推力、所述攻角、所述箭体质量、所述速度及所述死区继电控制特性的开关门限确定执行机构升力动力系数。
7.根据权利要求1所述的航天器的姿态控制方法，其特征在于，所述控制回路包括线性部分及非线性部分，所述基于所述开关门限及所述动力系数确定校正网络参数，包括：
设定所述校正网络参数的初始值；
基于所述初始值，绘制所述线性部分传递函数的奈奎斯特曲线及非线性部分的负倒描述函数曲线；以及
基于所述奈奎斯特曲线及所述负倒描述函数曲线的相交特性以及反馈回路的稳定性，调整并得到所述校正网络的参数。
8.一种航天器的姿态控制装置，其特征在于，所述装置包括：
获取模块，用于获取航天器飞行状态下的状态参数；
计算模块，用于基于所述状态参数，计算箭体小扰动运动方程的动力系数；
基于预设死区继电控制特性的开关门限及所述动力系数，确定姿态控制回路中校正网络的参数；
控制模块，用于基于节能算法，控制姿控喷管的开启时间不超过预设时间；
第一仿真模块，对姿态控制过程进行数学仿真，根据仿真结果判断星箭分离时刻姿态角速率是否符合第一预设条件，确定所述姿态角速率不符合所述第一预设条件，则优化所述校正网络的参数、所述开关门限以及所述节能算法的参数，直至所述姿态角速率符合所述第一预设条件；及
第二仿真模块，用于确定所述姿态角速率符合第一预设条件，则对姿态控制过程进行蒙特卡洛仿真，根据仿真结果判断星箭分离时刻姿态角速率是否符合第二预设条件，确定所述姿态角速率不符合所述第二预设条件，则进一步优化所述校正网络的参数、所述开关门限以及所述节能算法的参数，直至所述姿态角速率符合所述第二预设条件。
9.一种航天器的姿态控制设备，其特征在于，包括：
存储器，用于存储计算机程序；
处理器，用于执行所述计算机程序以实现权利要求1至7任一所述的方法的步骤。
10.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时以实现权利要求1至7任一所述的方法的步骤。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113177269B (zh) * 2021-06-30 2021-09-21 中国科学院力学研究所 一种多星分离安全距离参数优化方法
CN114415703B (zh) * 2021-12-10 2024-03-19 航天科工火箭技术有限公司 大角加速度喷管的角速率精确控制方法
CN114397074B (zh) * 2022-01-20 2024-02-13 中山大学·深圳 一种正弦振动台控制方法、系统及装置
CN116500902B (zh) * 2023-06-27 2023-09-29 航天科工火箭技术有限公司 去任务化姿态控制回路设计方法、存储介质及电子设备

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5098041A (en) * 1990-06-07 1992-03-24 Hughes Aircraft Company Attitude control system for momentum-biased spacecraft
EP0949143A2 (en) * 1998-04-10 1999-10-13 Laser Communications International, L.L.C. Method and apparatus for improved attitude determination of spacecraft
CN106444807A (zh) * 2016-09-29 2017-02-22 湖北航天技术研究院总体设计所 一种栅格舵与侧喷流的复合姿态控制方法
CN107515612A (zh) * 2017-10-20 2017-12-26 湖北航天技术研究院总体设计所 基于侧喷流控制的弹性振动抑制方法
CN109407551A (zh) * 2018-12-14 2019-03-01 上海航天控制技术研究所 一种对运载火箭联合控制段进行半实物仿真试验的方法
CN110928325A (zh) * 2019-10-30 2020-03-27 北京临近空间飞行器系统工程研究所 一种适用于主动段的姿控动力控制能力分析方法

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5098041A (en) * 1990-06-07 1992-03-24 Hughes Aircraft Company Attitude control system for momentum-biased spacecraft
EP0949143A2 (en) * 1998-04-10 1999-10-13 Laser Communications International, L.L.C. Method and apparatus for improved attitude determination of spacecraft
CN106444807A (zh) * 2016-09-29 2017-02-22 湖北航天技术研究院总体设计所 一种栅格舵与侧喷流的复合姿态控制方法
CN107515612A (zh) * 2017-10-20 2017-12-26 湖北航天技术研究院总体设计所 基于侧喷流控制的弹性振动抑制方法
CN109407551A (zh) * 2018-12-14 2019-03-01 上海航天控制技术研究所 一种对运载火箭联合控制段进行半实物仿真试验的方法
CN110928325A (zh) * 2019-10-30 2020-03-27 北京临近空间飞行器系统工程研究所 一种适用于主动段的姿控动力控制能力分析方法

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Jinhao Liu ; Jianying Yang.Spacecraft High Accuracy Attitude Control by Quaternion-Based Nonlinear Dynamic Inversion.《2019 Chinese Control Conference (CCC)》.2019, *
周宇 ; 黄一敏 ; 孙春贞.基于脉宽调制的反作用控制系统技术.《信息与电子工程》.2012, *
蔡远文 ; 任江涛 ; 李岩.运载火箭全数字飞行仿真.《兵工自动化》.2009, *

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