一種考慮質心位置不確定性的上面級矢量推力控制方法
【專利摘要】一種考慮質心位置不確定性的上面級矢量推力控制方法，首先分析質心位置不確定對上面級姿控系統期望姿態的影響。其次分析質心位置不確定性導致的上面級矢量推力對上面級實際作用力矩與控制器力矩的關系。最后設計考慮質心位置不確定時的上面級矢量推力控制率，包含姿態穩定階段和姿態修正階段。姿態穩定階段可根據系統穩態輸出修正上面級本體的期望姿態并獲取質心不確定性導致的控制器穩態輸出；姿態修正階段根據穩定階段獲取的參數消除質心位置不確定性對矢量推力控制的影響。本發明的矢量推力控制方法可使得上面級矢量發動機的推力矢量方向既能跟蹤制導指令方向又通過上面級本體質心，保證了上面級軌道轉移段的安全系數和變軌精度。
【專利說明】
-種考慮質心位置不確定性的上面級矢量推力控制方法
技術領域
[0001] 本發明屬于飛行器姿態控制技術領域，設及一種上面級矢量推力控制方法，特別 適用于安裝主矢量發動機的上面級。
【背景技術】
[0002] 上面級一般是指在基礎級運載火箭上面增加的相對獨立的一級(或多級），其具有 較強的任務適應性，能夠完成軌道機動、有效載荷分離等任務，是提高運載火箭性能和任務 適應能力的有效途徑，其主要作用是提高運載火箭的運載能力和在軌部署多顆衛星的能 力。
[0003] 目前世界上主要的航天大國，如美國、俄羅斯、歐洲空間局等，均把發展火箭上面 級當作提高航天運輸系統能力的重點進行開發。目前國外正在使用或正在進一步研制和發 展的上面級有10多種型號。大型運載火箭所使用的上面級有半人馬座G、液體過渡級、IUS、 PAM-DIII、軌道轉移級、H-II的第二級、質子號D級、阿里安5的上面級、微風上面級、Fregat 上面級等等。美國的上面級大多數都考慮了通用性，既可用于航天飛機的發射任務，又能用 于多種運載火箭的發射任務，并具備多星發射的能力。我國也成功地研制和發射了應用于 長征二號丙改進型運載火箭的CZ-2C/FPXZ-2C/SM兩種型號的固體上面級和長征S號的S 級低溫上面級。
[0004] 上面級通常是在初始入軌后工作，其主要功能是按照任務要求進行軌道轉移和多 星部署。現有上面級的主發動機一般為矢量發動機，相對上面級本體有兩個轉動自由度，用 W提供軌道轉移的動力。在上面級軌道轉移段，對于軌道控制系統，一般的推力矢量的控制 方法為:通過利用矢量推力的主動偏屯、控制上面級的姿態，W達到矢量推力控制的目的。此 類矢量推力控制方法，受上面級本體質屯、位置的影響較大，由于在軌辨識系統的精度限制， 上面級本體的質屯、存在一定的不確定性。質屯、位置的不確定不僅影響了上面級姿態控制時 期望姿態的解算，也使得上面級本體實際所受的控制力矩與控制器輸出的控制力矩不一 致，從而導致上面級矢量推力的方向偏離制導指令方向。運樣不僅降低了軌道轉移的精度， 而且降低了軌道轉移的安全系數，從而增加了整個軌道轉移過程中軌道修正的次數，同時 也增加了燃料消耗。
【發明內容】
[0005] 本發明解決的技術問題是：克服現有上面級推力矢量控制技術的不足，提供了一 種考慮質屯、位置不確定性的上面級矢量推力控制方法，可W在上面級動力飛行段實際質屯、 位置不精確已知的情況下，保證上面級矢量發動機的矢量推力既能跟蹤制導指令方向，又 通過上面級本體的質屯、，從而提高上面級軌道轉移段的安全系數和入軌精度，減小軌道修 正的次數。
[0006] 本發明的技術解決方案是:一種考慮質屯、位置不確定性的上面級矢量推力控制方 法，包括如下步驟：
[0007] (I)根據已知上面級的質屯、位置r。，計算矢量推力過質屯、位置r。時矢量發動機相對 上面級本體的轉角(asd，&d);
[0008] (2)根據上面級矢量發動機矢量推力的制導指令方向（Cd, Cd)獲取矢量發動機的制 導指令姿態，其中（Cd,Cd)分別為制導系統給出的期望的矢量推力在軌道坐標系下的俯 仰角和方向角；
[0009] (3)根據矢量發動機的制導指令姿態和矢量推力通過上面級質屯、位置。時的矢 量發動機相對上面級本體的轉角(Qsd，esd)計算上面級本體的期望姿態角任
[0010] (4)采用控制萄
對上面級進行姿態控制，使得矢量推力的 方向既能跟蹤制導指令方向又能通過上面級本體質屯、位置其牛
，kD〉0，kp〉0 為控制器的增益系數，Tb=[Tbx Tby Tbzf為上面級本體的控制力矩，Tbx，Tby，Tbz分別為滾轉 軸、俯仰軸和偏航軸的控制力矩，I為上面級本體的轉動慣量；
[0011] (5)獲取經過步驟(4)控制穩定后矢量發動機相對上面級本體的轉角(Qbs，化S)，再 次根據矢量發動機的制導指令方向計算獲得上面級的實際期望姿態角Cf;
[0012] (6)采用控制率
對上面級再次進行姿態控制，使 得矢量推力的方向既能跟蹤制導指令方向又能通過上面級本體的實際質屯、位置其中
(Tb)Pi為經過步驟(4)控制穩定后控制器輸出的穩態控制力矩。
[OOU]所述的矢量發動機相對上面級本體的轉角(asd，&d)滿足關系式
[0014]
[001引其中，rc=[rcx rcy rcz]%已知的上面級本體質屯、位置。
[0016] 所述的矢量發動機的制導指令方向（1<1，（<1)與制導指令姿態〇^，^<^滿足關系式
i ，其中為矢量發動機的期望俯仰姿態角，為矢量發動 機期望偏航姿態角。
[0017] 所述的
，4 d為上面級本體的期望滾轉角，0d為上面級本體的 期望俯仰角，如為上面級本體的期望偏航角
其中 4。〇?，_/)為矩陣第i行j列的元素，聲。為上面級軌道坐標系到上面級本體坐標系的坐 標轉換矩陣。
[0018] 本發明與現有技術相比的優點在于:本發明方法充分考慮了質屯、位置不確定性對 上面級矢量推力控制的影響，消除了質屯、位置不確定導致的矢量推力偏離制導指令方向的 問題。由于上面級的矢量推力控制是姿態控制系統實現的，因此本發明方法首先給出了通 過已知質屯、位置。和矢量推力的制導指令方向（Cd, Cd)來計算上面級本體期望姿態皮的方 法和矢量推力偏屯、時的力矩公式。其次，分析了質屯、位置不確定性對姿態控制系統中上面 級本體期望姿態的影響。然后分析了質屯、位置不確定引起的實際作用在上面級本體的控制 力矩IT與控制器設計的控制力矩Tb之間的關系。最后，設計了上面級矢量推力的控制率，為 消除質屯、不確定性對控制系統的影響，控制過程分為兩個階段:姿態穩定階段和姿態修正 階段。通過本發明方法完成的推力矢量控制，可W消除質屯、位置不確定導致的上面級矢量 推力控制系統的偏差，使推力矢量與制導指令方向一致，且推力矢量通過上面級本體的質 屯、，從而提高上面級軌道轉移段的安全系數和入軌精度，減小了軌道修正的次數。
【附圖說明】
[0019] 圖1為軌道中上面級和軌道系中矢量推力的示意圖；
[0020] 圖2為上面級的構型和坐標系示意圖；
[0021] 圖3為本發明的推力矢量控制流程圖；
[0022] 圖4為控制力控制力矩和實際作用力矩之間的關系圖；
[0023] 圖5為矢量推力控制系統的控制目標示意圖；
[0024] 圖6為本發明的控制器設計流程圖。
【具體實施方式】
[00劇如圖1(a)所示，為軌道中的上面級，圖中，OiXiYiZ功地球慣性坐標系，其中，原點Oi 在地球質屯、，Xi軸指向春分點，Zi軸指向地球北極，Yi軸與Xi軸、Zi軸組成右手坐標系。OXoyoZo 為上面級的軌道坐標系，其中，原點O在上面級本體質屯、，X。軸指向上面級的速度方向，Zd軸 指向地屯、，y。軸與X。軸、Zd軸組成右手坐標系。圖1(b)所示為矢量推力在上面級軌道坐標系 下的定義，其中a，c)分別為矢量推力在軌道坐標系下的俯仰角和方向角，根據投影關系， 矢量推力的方向和a，c)是一一對應的。
[0026] 如圖2(a)所示為上面級的構型圖。本發明中，上面級為標準配置，安裝一個矢量發 動機、8個滾轉方向的RCS發動機、2個俯仰方向的RCS發動機和2個偏航方向的RCS發動機，安 裝方向如圖2(a)所示。軌道轉移段，矢量發動機用W提供軌道轉移的動力、俯仰和偏航軸的 姿態控制力矩，8個RCS發動機用W提供滾轉軸的姿態控制力矩。2個俯仰方向和2個偏航方 向的RCS發動機用W提供無軌控階段的姿態控制，在本發明中不做使用，僅用于描述上面級 的整體構型。圖中，ObXbybZb為上面級的本體坐標系，用W描述上面級的姿態運動，當姿態角 都為零時，上面級本體系ObXbybZb和上面級軌道系ox〇y〇z〇方向一致;OaXayaZa為上面級的布局 坐標系（用W描述上面級本體質屯、位置和矢量發動機的旋轉運動），上面級的本體坐標系和 上面級的布局坐標下的各軸方向均相同，僅原點位置不同。上面級本體坐標系的原點Ob在 上面級本體的質屯、，而上面級布局坐標系的原點Oa在矢量發動機的推力作用點。
[0027] 圖2(b)所示為矢量發動機相對上面級本體的運動描述。矢量發動機本體系相對上 面級布局坐標系（本體系)有兩個旋轉自由度:首先，上面級布局坐標系繞ya軸的旋轉角度 為口，旋轉后的坐標系定義為支架坐標系OaXkykZk(中間坐標系）；然后，支架坐標系的Zk軸的 旋轉角度為0，旋轉后的坐標系即為矢量發動機的本體坐標系OaXgygZg。矢量發動機相對上 面級本體的轉角(a, 0)是為了計算矢量推力在上面級本體坐標系下的分量，進而計算矢量 推力偏屯、時對上面級本體產生的力矩大小。
[0028] 本發明中采用矢量推力（矢量發動機的推力）主動偏屯、進行姿態控制W實現矢量 推力控制的目的（主動控制偏屯、達到消除偏屯、的目的）。通過分析質屯、位置不確定對上面級 本體姿態控制系統的期望姿態產生的影響和矢量推力對上面級本體產生的控制力矩與控 制器設計的控制力矩之間的關系，設計了包含姿態穩定階段和姿態修正階段的上面級姿態 控制率，消除了質屯、位置不確定對矢量推力控制的影響，使得上面級的矢量推力既能跟蹤 其制導指令方向又通過上面級本體的質屯、，保證了上面級軌道轉移的安全和精度。由于本 發明方法針對的是一般情況，因此其中的策略具有可擴展性。
[0029] 如圖3所示，為本發明方法的流程圖，其主要步驟如下：
[0030] 1、根據已知上面級的質屯、位置r。，計算矢量推力過質屯、時矢量發動機相對上面級 本體的轉角(asd，&d)。
[0031] 首先，根據各參數的定義計算矢量推力對上面級本體的力矩公式。步驟如下：
[0032] 根據坐標系的定義，矢量推力在矢量發動機本體坐標系下的描述為
[0033] F=Fig+0jg+0kg
[0034]其中，F為矢量推力，F為推力的大小，ig , jg , kg分別為矢量發動機本體坐標系 OaXgygZg坐標軸Xg，yg，Zg的單位矢量。
[00對根據上面級布局坐標系OaXayaZa和矢量發動機本體坐標系OaXgygZg的轉動關系，可 W得到上面級布局坐標系(本體系)到矢量發動機本體坐標系的坐標轉換矩陣Aga(Agb)為
[0036]
[0037] 由此可得矢量推力在上面級布局坐標系下的描述為 [003引 F=F(cos0cosaia+sin0ja-cos0sinaka)
[0039] ia, ja，ka分別為上面級布局坐標系OaXfiyaZa坐標軸Xa, ya, Za的單位矢量。
[0040] 令上面級本體質屯、在上面級布局坐標系下的位置為Tw ru]T，則矢量推 力的力臂矢量為-r。，矢量發動機偏屯、時對上面級本體產生的力矩T(上面級布局坐標系或 上面級本體系下描述)為
[0041]
[0042] 然后，根據上面級本體質屯、位置和矢量推力偏屯、時的力矩公式，即
[0043]
[0044]
[0045]
[0046] 其中，Tx，Ty，Tz為矢量推力對上面級本體產生的力矩T在滾轉軸xb、俯仰軸yb和偏航 軸Zb的分量。式中，=個表達式只有兩個自由變量(a,0)，且滿足:Ty = Tz = 0時，Tx=Od
[0047] 因此，矢量推力通過上面級本體質屯、位置時的矢量發動機相對上面級本體的兩個 自由度的轉角(Qsd，&d)的計算公式為：
[004引
[0049] 上式計算得到的轉角(asd，&d)是根據已知質屯、位置。計算得到的而非實際質屯、位 置片，設根據嗦計算的所需的實際轉角為(c4.々:,)。因此在Kd, esd)基礎上計算得到上面 級期望姿態角任;；，也將偏于由度d):計算得到的實際的上面級期望姿態角<。
[0050] 2、獲取上面級本體期望的姿態角
[0051] 為了保證完成姿態控制的矢量推力既為制導指令方向，又通過上面級本體的質 屯、，需要特殊設計上面級本體的期望姿態角，下面給出詳細步驟：
[0052] 第一步，根據上面級矢量發動機矢量推力的制導指令方向（上面級軌道坐標系下 描述）（Cd,CdKUd,Cd)為制導系統給出的期望的矢量推力在軌道坐標系下的俯仰角和方向 角)獲取矢量發動機的制導指令姿態。
[0053] 為了方便物理描述，采用3-2-1旋轉順序描述上面級本體和矢量發動機的姿態，貝U 上面級的軌道坐標系到矢量發動機的本體坐標系變換矩陣為
[00日4]
[00日日] 量發動 機期望俯仰姿態角，矜^為矢量發動機期望偏航姿態角，c = cos( . )，s = sin(.)。
[0056]則由制導指令姿態描述的矢量推力在上面級軌道坐標系下的分量Fd為 [0化7]
[0058] 而根據圖1(b)所示，由制導指令方向（Cd, Cd)描述的矢量推力在上面級的軌道坐標 系下的描述為
[0059] F〇 = F[sinCd cosCd cosCd cosCd sinCd]T
[0060] 對比上述兩式可得到俯仰和偏航兩軸的制導指令姿態為
[0061]
[0062] 由于矢量推力沿矢量發動機本體坐標系的滾轉軸方向，因此其制導指令方向未對 矢量發動機的滾轉姿態角進行約束，在此情況下，假設《^=〇(此假設不影響結果，可W假 設為任意約束）。
[0063] 則上面級的軌道坐標系到矢量發動機的本體坐標系的期望坐標轉換矩陣轉化 為
[0064]
[0065] 第二步，根據矢量發動機的制導指令姿態of和矢量推力通過質屯、時的矢量發動機 相對上面級本體的轉角(asd，&d)計算上面級本體的期望姿態角of。
[0066] 根據坐標系的定義:矢量推力通過上面級本體的質屯、時，上面級的本體坐標系(布 局系)到矢量發動機本體坐標系的坐標轉換矩陣)為
[0067]
[0068] 則矢量推力既與制導指令方一致又通過上面級本體質屯、時，上面級軌道坐標系到 上面級本體坐標系的坐標轉換矩陣^支為
[0069]
[0070] 然后化惦姿態的足義W得剖夭量推力既與制導指令方一致又通過上面級本體質 屯、時的 > 而統太化的朋壁恣杰(3-2-1 )九
[0071]
[0072] 其中，
，4 d為上面級本體的期望滾轉角，0d為上面級本體的 期望俯仰角，恥為上面級本體的期望偏航角，J';)為矩陣第i行j列的元素。本部分 設計的期望姿態角是用于設計控制律。
[0073] 由于質必位置的不確定性，實際上推力通過實際質必位置時矢量發動機的轉角 為(的，做)。根據上述步驟，基于(城，風)和(如Cd)可W計算得到上面級本體實際的期 望姿態角fff。
[0074] 3、實際控制力矩與控制器設計的控制力矩的關系
[0075] 矢量發動機的轉角(操縱律）由控制器的控制力矩Tb和已知的質屯、位置。計算得到 的，由于實際質屯、位置和。存在一定偏差，因此實際作用在上面級本體的控制力矩2T和 Tb并不一致，本部分推導其中關系，W便設計控制系統，從Tb到的流程如圖4所示。
[0076] 第一步，計算操縱律:假設控制器輸出的控制力矩為Tb=[Tbx Tby Tbz]T(上面級本 體系下描述），由此得到為提供此控制力矩的矢量發動機轉角(Ob,化)為
[0077]
[0078] 而RCS發動機提供的控制力矩為
[0079] Tx=Tbx-F ?(叫? rcy+化? rcz)
[0080] 第二，計算實際控制力矩:根據實際質屯、位1
可得實際作用在上面級本體的控制力矩的表達式為
[0081]
[0086] 4、控制系統設計
[0087] 本發明控制系統設計的目的是:在考慮質屯、位置不確定的情況下，利用矢量推力 和RCS發動機控制上面級本體的姿態，使得矢量推力為制導指令方向又通過上面級本體的 質屯、。
[0088] 如圖5所示，用在軌道系OXoyoZo下描述的上面級的狀態參數描述矢量推力控制系 統的目的。已知：OuO為上面級本體的初始姿態，Fo為矢量推力的初始方向，。為已知的上面 級本體的質屯、位置，且相對實際質屯、位置#；^具有一定的偏差，其中#*/是未知的。控制系統的 目的：在由于的未知對上面級姿態控制系統的影響下，將上面級的姿態穩定到其實際的 期望姿態仔f，從而使得矢量推力F的方向與其制導指令方向Fd-致，且通過上面級本體實 際的質屯<。：
[0089] 由于質屯、位置不確定的影響，本發明設計的控制系統分為兩個階段:姿態穩定階 段和姿態修正階段。姿態穩定階段的控制目的是穩定姿態，然后根據穩態狀態參數獲取姿 態修正信息；姿態修正階段的目的在于根據獲取的修正信息對上面級的姿態進行修正，使 得矢量推力為制導指令方向又通過上面級本體的質屯、。
[0090] 控制系統的設計流程如圖6所示，具體流程如下：
[0091] 第一步，首先建立系統數學模型。
[0092] 上面級的動力學模型為
[0093]
[0094] 其中，I為上面級本體的轉動慣量，O =[ Ox Wy ?z]T為上面級本體相對軌道坐 標系的=軸角速度，Wx為滾轉角速度，Wy俯仰角速度，Wz為偏航加速度，T為上面級本體的 控制力矩，?為《的一階導數，疫為叉乘矩陣，
[0095]
[0096] 上面級的運動學數學模型(3-2-1旋轉順序)為
[0097]
[009引其中，0=[ 4 0 為上面級的姿態角，4為滾轉角，0為俯仰角，4為偏航角，古為 姿態角速度，A。。為變換矩陣。
[0099] 上面級在動力飛行段，其姿態運動為小角度運動，因此系統的運動學和動力學數 學模型可線性化為
[0100]
[0101] 巧巧制器輸出的控制力矩為Tb，則上面級本體實際所受的控制力矩為
，將其代入動力學中可得上面級的實際動力學和控制器輸出之間的關 系為
[0102]
[0103]控制器設計的目的在于設計Tb,使得上面級的姿態達到任務要求。
[0104] 第二步，姿態穩定控制器設計。
[0105] 在實際工程中，質屯、的位置。是辨識系統得到的，由于辨識系統精度的限制，雖然 Tc和實際質屯、位置#;<是有偏差的，但是不可知的。因此本發明首先利用。獲取的上面級期 望姿態設計姿態穩定階段的姿態控制器，然后根據控制系統的穩態參數獲取修正參數， 供修正階段的控制器使用。
[0106] 姿態穩定階段的姿態控制器設計與分析如下：
[0107] 定義系統狀態誤差：
，則姿態穩定階段的控制器設計為
[010 引
[0109] 其中，4〇〉0,4。〉0為控制器的增益系數，孔=[孔、1^孔3^為上面級本體的控制力 矩，Tbx，Tby，Tbz分別為滾轉、俯仰和偏航軸的控制力矩。
[0110] 為證明控制律作用下系統的穩定性，將控制律表達式帶入到動力學模型中，
[0111]
[011^ 其中，63為立階單位陣，kD〉0，kp〉0且化3+riKI)〉0,根據傳統控制系統的穩定性原 理可知:姿態控制系統是漸進穩定的。
[0113] (1)由于常值輸入廠1 A T的存在，控制系統的狀態會有穩態誤差，即姿態誤差：
當時間t一 W時。（2)系統穩態時，Tb一-IkpOe一-化3+K)-i AT， 即穩態時控制器輸出的控制力矩化)pl與么1'的關系為：化)。1 =-化3+1(尸么1'。（3)此時上面 級本體實際所受的力矩：7;,' ，即系統穩定時，上面級的矢量推力通過上面級本體的實 際質屯、位置r,!，設此時矢量發動機相對上面級本體的轉角為（Qbs，Pbs)，則有
[0114] 姿態穩定控制器作用后，當系統穩定時，上面級矢量推力F通過上面級本體實際質 屯、位置/，但由于質屯、不確定導致的上面級本體期望姿態巧與實際期望姿態歷;f之間的偏 差和控制設計力矩Tb和實際作用力矩巧之間的偏差，導致了矢量推力的方向偏離了其制導 指令方向。因此，需要在姿態穩定控制器的基礎上設計姿態修正控制器，W完成矢量推力控 制任務。
[0115] 第=步，姿態修正控制器設計
[0116] 為設計姿態修正控制器，首先，根據姿態穩定階段穩態時，矢量發動機相對上面級 本體的轉角(Qbs，抗S)和矢量發動機的制導指令方向獲取按步驟2中獲取"上面級本體期望 的姿態角"的方法計算上面級本體實際的期望姿態角:<
[0117] 令系統狀態誤差為
W姿態修正階段的控制器設計為 [011 引
[0119] 其中，kD〉0，kp〉0與姿態穩定階段控制器的參數相同，（Tb)Pi為姿態穩定階段控制器 輸出的穩態控制力矩。
[0120] 為證明控制律作用下系統的穩定性，將控制律表達式帶入到動力學模型中，
[0121]
[01。]其中，kD〉o，kp〉o且化3+riKi)〉o,根據傳統控制系統的穩定性原理可知:姿態控制 系統是漸進穩定的。由此可得且Tb一(Tb)Pi當t一即。^非，（斬爲)^(的，庇) 且a，c)一ad，Cd)。
[0123] 按照上述步驟進行上面級本體的姿態控制，當姿態控制系統穩定后：
I且（1，（）^(1<1，^1)。即根據姿態穩定控制和姿態修正控 制系統，所述的姿態控制系統穩定后，消除了質屯、不確定對上面級矢量推力控制的影響，使 得實際工程中上面級的推力矢量既能跟蹤制導指令方向，又通過上面級本體的質屯、。即滿 足：（1,0 =化d，Cd)、T = rXF = 0。
[0124] 本發明說明書中未作詳細描述的內容屬本領域技術人員的公知技術。
【主權項】
1. 一種考慮質心位置不確定性的上面級矢量推力控制方法，其特征在于包括如下步 驟： (1) 根據已知上面級的質心位置r。，計算矢量推力過質心位置r。時矢量發動機相對上面 級本體的轉角(asd，&d); (2) 根據上面級矢量發動機矢量推力的制導指令方向UdJd)獲取矢量發動機的制導指 令姿態<<，其中UdJd)分別為制導系統給出的期望的矢量推力在軌道坐標系下的俯仰角 和方向角； (3) 根據矢量發動機的制導指令姿態 <<和矢量推力通過上面級質心位置r。時的矢量發 動機相對上面級本體的轉角(asd，& d)計算上面級本體的期望姿態角^ ; (4) 采用控制率對上面級進行姿態控制，使得矢量推力的方向 既能跟蹤制導指令方向又能通過上面級本體質心位置rc;其中&二江-<;,kD>0，k P>0為控 制器的增益系數小=[1^1^1^]7為上面級本體的控制力矩，1^，1^，1^分別為滾轉軸、俯 仰軸和偏航軸的控制力矩，I為上面級本體的轉動慣量； (5) 獲取經過步驟(4)控制穩定后矢量發動機相對上面級本體的轉角(abs，i3bs)，再次根 據矢量發動機的制導指令方向計算獲得上面級的實際期望姿態角 (6) 采用控制_付上面級再次進行姿態控制，使得矢 量推力的方向既能跟蹤制導指令方向又能通過上面級本體的實際質心位置<，其中 =cr-<%(Tb)pl為經過步驟⑷控制穩定后控制器輸出的穩態控制力矩。2. 根據權利要求1所述的一種考慮質心位置不確定性的上面級矢量推力控制方法，其 特征在于:所述的矢量發動機相對上面級本體的轉角(a sd，&d)滿足關系式其中，rc=[rcx rcy !Tcz]1為已知的上面級本體質心位置。3. 根據權利要求1或2所述的一種考慮質心位置不確定性的上面級矢量推力控制方法， 其特征在于:所述的矢量發動機的制導指令方向Udjd)與制導指令姿；滿足關系 J，其中為矢量發動機的期望俯仰姿態角為矢量發 動機期望偏航姿態角。4. 根據權利- 老虔席心位置不確定性的上面級矢量推力控制方法，其 特征在于:所述IΦ<!為上面級本體的期望滾轉角，0d為上面級本體 的期望俯仰角，加為上面級本體的期望偏航角$中為矩卩第i行j列的元素 為上面級軌道坐標系到上面級本體坐標系的坐 標轉換矩陣。
【文檔編號】G05D1/08GK106020224SQ201610586938
【公開日】2016年10月12日
【申請日】2016年7月22日
【發明人】金磊, 王召輝, 賈英宏, 徐世杰, 段佳佳
【申請人】北京航空航天大學