王 勇，李延军，张 亮，陈 阳，檀朋硕

基于最优控制的航天器断续姿控系统设计方法

王 勇，李延军，张 亮，陈 阳，檀朋硕

（北京宇航系统工程研究所，北京，100076）

传统基于姿控喷管的断续姿控系统多采用经典的斜线开关线设计非线性控制律，系统设计时往往难以同时满足姿控精度、推进剂消耗、喷管开关次数等要求和约束。为进一步优化系统设计，实现各性能指标闭合，提出了基于最优控制的断续姿控系统二次型开关线控制方法，并推导得到了系统姿控精度模型。通过仿真试验对比了传统斜线开关和二次型开关控制的性能。仿真结果表明，两种方法下系统姿控精度计算模型正确，性能指标各有优劣，姿控系统设计时可依据系统约束综合考虑选取不同方案。

非线性控制；最优控制；斜线开关；二次型开关

0 引 言

为节省推进剂，在航天器弹道设计时，往往增加一、二次无动力或小动力飞行段，即滑行段。此外，航天器在主动段飞行结束后，往往增加末助推级，以满足末速修正、载荷释放调姿等需要。在滑行段和末修级飞行段，由于航天器只受到较小的干扰作用，综合系统复杂度、质量和能源等方面考虑，往往采用基于姿控喷管的断续姿控方案[1]。

传统断续姿控系统设计时，往往采用经典的斜线开关线设计非线性控制律。该方法较为成熟，但系统设计时往往难以同时满足姿控精度、推进剂消耗、喷管开关次数等要求和约束[2]。实际上，航天器飞行不同阶段时，姿控精度、调姿速度、推进剂消耗等要求和约束存在差异，姿控系统设计时存在进一步优化的空间。……