本發(fā)明涉及衛(wèi)星姿態(tài)機(jī)動控制
技術(shù)領(lǐng)域：
，具體涉及一種衛(wèi)星繞空間軸的最短路徑姿態(tài)機(jī)動控制方法。
背景技術(shù)：
：在衛(wèi)星姿軌控分析系統(tǒng)方案設(shè)計中，常控制星體太陽電池陣受照面對日定向，該控制模式能夠在任意姿態(tài)控制模式出現(xiàn)異常時自動轉(zhuǎn)入，可保證星體能源供應(yīng)，因此該控制模式可作為衛(wèi)星姿態(tài)的安全模式。在對日定向的安全模式下，若敏感器可用且能源滿足要求，則自主地由對日安全模式轉(zhuǎn)到常規(guī)的對地定向控制模式，以保證載荷正常工作。由于對日安全模式相對對地定向的姿態(tài)存在任意性，因此要求星體具備任意目標(biāo)姿態(tài)的大角度機(jī)動能力，如圖1所示?，F(xiàn)有技術(shù)中的衛(wèi)星平臺基于三軸歐拉角進(jìn)行姿態(tài)控制，進(jìn)行任意目標(biāo)姿態(tài)的大角度機(jī)動時，需通過多次主軸旋轉(zhuǎn)才能完成該最終的姿態(tài)機(jī)動控制。以對日定向重捕地球控制為例：利用星敏感器捕獲地球時，星體保持對日定向控制，根據(jù)陀螺信息阻尼俯仰角速度，根據(jù)軌道計算得到軌道坐標(biāo)系對應(yīng)的四元數(shù)qio后，再根據(jù)星敏感器解算的本體姿態(tài)qib，可以計算出當(dāng)前星體姿態(tài)到對地定向姿態(tài)指向所需要轉(zhuǎn)動的誤差四元數(shù)qe(該姿態(tài)的初始確定可采用雙矢量定姿作備份，而機(jī)動過程僅采用陀螺解算的歐拉角速度和歐拉角速度積分的歐拉角)，進(jìn)而可以按123轉(zhuǎn)序計算星體需機(jī)動的三軸姿態(tài)角。將陀螺積分賦值為上述求解的三軸姿態(tài)角，以反轉(zhuǎn)序(321)依次控制星體各主軸進(jìn)行姿態(tài)轉(zhuǎn)動，調(diào)用飛輪PID控制算法。該控制過程軌道坐標(biāo)系再次轉(zhuǎn)過了一定角度，因此需根據(jù)上述機(jī)動耗時再次繞星體俯仰軸進(jìn)行姿態(tài)轉(zhuǎn)動，進(jìn)而保證星體姿態(tài)與軌道坐標(biāo)系一致，方可轉(zhuǎn)入對地定向控制。上述基于歐拉角進(jìn)行姿態(tài)機(jī)動控制的缺點是，當(dāng)姿態(tài)機(jī)動的角度較大時，使用歐拉角可能會出現(xiàn)奇異。若要避免奇異，必須設(shè)定歐拉角解算轉(zhuǎn)序；依次繞不同的星體主軸進(jìn)行轉(zhuǎn)動控制，而各軸總的旋轉(zhuǎn)角度必然遠(yuǎn)大于最優(yōu)的空間轉(zhuǎn)角。因此大角度機(jī)動時所需要的時間就相對較長，且旋轉(zhuǎn)控制過程繁瑣；此外，若星上的姿態(tài)測量器件為星敏感器，直接測量量反映了星體相對參考坐標(biāo)系的姿態(tài)四元數(shù)，如果使用歐拉角進(jìn)行姿態(tài)機(jī)動還需進(jìn)行到參考系的解算，帶來了額外的計算量。而根據(jù)四元數(shù)描述衛(wèi)星姿態(tài)的物理意義，可知繞四元數(shù)對應(yīng)的空間歐拉轉(zhuǎn)軸一次性旋轉(zhuǎn)歐拉轉(zhuǎn)角，才是姿態(tài)旋轉(zhuǎn)的最優(yōu)路徑。技術(shù)實現(xiàn)要素：本發(fā)明的目的在于提供一種衛(wèi)星繞空間軸的最短路徑姿態(tài)機(jī)動控制方法，基于繞空間軸最短路徑姿態(tài)機(jī)動控制思想，通過四元數(shù)描述目標(biāo)姿態(tài)基準(zhǔn)，并進(jìn)行控制用姿態(tài)簡化，設(shè)計了一種飛輪姿態(tài)機(jī)動控制算法，該方法適用于對日定向轉(zhuǎn)對地定向姿態(tài)機(jī)動、繞任意空間軸的姿態(tài)機(jī)動等，該方法保證了各模式間姿態(tài)機(jī)動的快速性，進(jìn)而保證衛(wèi)星平臺的多任務(wù)適應(yīng)性。為了達(dá)到上述目的，本發(fā)明通過以下技術(shù)方案實現(xiàn)：一種衛(wèi)星繞空間軸的最短路徑姿態(tài)機(jī)動控制方法，其特點是，包含以下步驟：S1、采用四元數(shù)分別描述衛(wèi)星的當(dāng)前姿態(tài)和目標(biāo)姿態(tài)；S2、由衛(wèi)星的當(dāng)前姿態(tài)四元數(shù)和目標(biāo)姿態(tài)四元數(shù)計算得到偏差四元數(shù)，并將偏差四元數(shù)配置為控制用姿態(tài)信息；S3、根據(jù)陀螺測量角速度及衛(wèi)星的當(dāng)前姿態(tài)四元數(shù)，計算得到衛(wèi)星相對軌道坐標(biāo)系的角速度，并將該角速度配置為控制用角速度信息；S4、根據(jù)控制用姿態(tài)信息及控制用角速度信息，計算得到飛輪的指令轉(zhuǎn)速，以完成衛(wèi)星繞空間軸的最短路徑姿態(tài)機(jī)動控制。所述的步驟S1中采用四元數(shù)描述衛(wèi)星的當(dāng)前姿態(tài)包含：根據(jù)四元數(shù)運動學(xué)方程對姿態(tài)四元數(shù)初值進(jìn)行積分，得到陀螺積分四元數(shù)，若星敏有效，則每拍由星敏四元數(shù)替換陀螺積分四元數(shù)，若星敏長期無效，則由雙矢量定姿結(jié)果計算姿態(tài)四元數(shù)初值。所述的根據(jù)四元數(shù)運動學(xué)方程對姿態(tài)四元數(shù)初值進(jìn)行積分的公式為：q·ob=1/2qob⊗ωob]]>式中，表示陀螺積分四元數(shù)，qob表示當(dāng)前姿態(tài)四元數(shù)，ωob表示星體相對軌道坐標(biāo)系角速度在星體坐標(biāo)系的投影。所述的步驟S1中采用四元數(shù)描述衛(wèi)星的目標(biāo)姿態(tài)包含：對目標(biāo)姿態(tài)四元數(shù)進(jìn)行基準(zhǔn)計算，分別得到對于任意姿態(tài)機(jī)動的目標(biāo)姿態(tài)四元數(shù)和對于對日轉(zhuǎn)對地機(jī)動的目標(biāo)姿態(tài)四元數(shù)。所述的對于任意姿態(tài)機(jī)動的目標(biāo)姿態(tài)四元數(shù)表示為：式中，qor_jd表示目標(biāo)姿態(tài)四元數(shù)，表示由任務(wù)需求方上注歐拉轉(zhuǎn)角，ex表示機(jī)動轉(zhuǎn)軸滾動分量，ey表示機(jī)動轉(zhuǎn)軸俯仰分量，ez表示機(jī)動轉(zhuǎn)軸偏航分量。所述的對于對日轉(zhuǎn)對地機(jī)動的目標(biāo)姿態(tài)目標(biāo)姿態(tài)表示為：qor＝[1000]式中，qor表示目標(biāo)姿態(tài)四元數(shù)。所述的步驟S2中，計算偏差四元數(shù)的公式為：qrb=qor-1⊗qob]]>式中，qrb表示偏差四元數(shù)，表示目標(biāo)姿態(tài)四元數(shù)的逆，qob表示當(dāng)前姿態(tài)四元數(shù)。所述的步驟S2中，將偏差四元數(shù)配置為控制用姿態(tài)信息包含：控制用姿態(tài)信息取偏差四元數(shù)的矢部的2倍，即控制用姿態(tài)信息表示為；式中，qe表示控制用姿態(tài)信息，表示滾動姿態(tài)誤差，Δθ表示俯仰姿態(tài)誤差，Δψ表示偏航姿態(tài)誤差，qrb(1)表示偏差四元數(shù)矢部的滾動分量，qrb(2)表示偏差四元數(shù)矢部的俯仰分量，qrb(3)表示偏差四元數(shù)矢部的偏航分量。所述的步驟S3中，控制用角速度信息的計算公式為：ωob＝ωib-Aboωio式中，ωob表示控制用角速度信息，ωib表示陀螺測量角速度，ωio＝[0-ω00]，ω0為軌道角速度。所述的步驟S4中，計算飛輪的指令轉(zhuǎn)速包含：對控制姿態(tài)信息進(jìn)行等比例限幅；計算飛輪的指令力矩；由飛輪的指令力矩計算得到飛輪的轉(zhuǎn)速指令；其中，控制姿態(tài)信息等比例限幅的計算公式為：qe=qe,max(abs(qe)≤qemax)keqe,max(abs(qe)>qemax)]]>式中，qe表示三軸控制姿態(tài)信息，即ke＝qemax/max(abs(qe))；qemax為限幅值，由機(jī)動過程設(shè)定的最大角速度結(jié)合控制參數(shù)給出，qemax＝Kp/Kd*ωemax，其中Kp和Kd分別表示控制器比例項和微分項控制參數(shù)，ωemax表示根據(jù)執(zhí)行機(jī)構(gòu)能力設(shè)定的星體最大機(jī)動角速度；max()表示對輸入數(shù)據(jù)求取最大值；abs()表示對輸入數(shù)據(jù)求取絕對值；飛輪指令力矩的計算公式為：Tcy＝Kpyθ+KdyωyTcz＝Kpzψ+Kdzωz-ω0hx式中，Tcx、Tcy、Tcz分別表示滾動、俯仰、偏航軸控制力矩指令，ωx、ωy、ωz分別表示三軸角速度誤差，θ、ψ分別為三軸姿態(tài)誤差，hz、hx分別表示偏航和滾動軸飛輪角動量，ω0表示軌道角速度，Kpx、Kdx、Kpy、Kdy、Kpz、Kdz為控制器參數(shù)；飛輪轉(zhuǎn)速指令的計算公式為：ωxk+1=1JmTcxΔt+ωxk]]>ωyk+1=1JmTcyΔt+ωyk]]>ωzk+1=1JmTczΔt+ωzk]]>式中，Jm表示飛輪轉(zhuǎn)動慣量，Δt表示控制周期，ωxk+1、ωyk+1、ωzk+1表示飛輪轉(zhuǎn)速指令，ωxk、ωyk、ωzk表示上一拍飛輪指令轉(zhuǎn)速，飛輪轉(zhuǎn)速由rad/s轉(zhuǎn)換為rpm需乘以系數(shù)rad2rpm＝30π。本發(fā)明一種衛(wèi)星繞空間軸的最短路徑姿態(tài)機(jī)動控制方法與現(xiàn)有技術(shù)相比具有以下優(yōu)點：本發(fā)明通過以四元數(shù)來描述目標(biāo)姿態(tài)基準(zhǔn)，并用四元數(shù)簡化描述衛(wèi)星同姿態(tài)基準(zhǔn)之間的姿態(tài)偏差，通過飛輪控制算法，一步到位的實現(xiàn)繞空間最短路徑姿態(tài)機(jī)動控制，簡化了姿態(tài)計算，大大縮短了姿態(tài)控制流程；本發(fā)明通過計算陀螺積分四元數(shù)，保證星敏等定姿敏感器無效時提供連續(xù)的姿態(tài)信息；本發(fā)明通過目標(biāo)姿態(tài)四元數(shù)定義，將不同任務(wù)模式的目標(biāo)姿態(tài)統(tǒng)一由qor描述，增強(qiáng)了該姿態(tài)機(jī)動控制方法的通用性；控制用姿態(tài)直接采用偏差四元數(shù)的矢部，控制用角度統(tǒng)一采用星體相對軌道坐標(biāo)系角速度ωob，增強(qiáng)了該姿態(tài)機(jī)動控制方法的通用性；本發(fā)明通過控制用姿態(tài)的等比例限幅，實現(xiàn)了機(jī)動過程星體最大角速度的限幅，保證了飛輪角動量不會飽和。附圖說明圖1為衛(wèi)星對日與對地定向示意圖；圖2為本發(fā)明一種衛(wèi)星繞空間軸的最短路徑姿態(tài)機(jī)動控制方法的流程圖；圖3為衛(wèi)星任意目標(biāo)姿態(tài)機(jī)動示意圖；圖4A及4B為飛輪控制過程的示意圖。具體實施方式以下結(jié)合附圖，通過詳細(xì)說明一個較佳的具體實施例，對本發(fā)明做進(jìn)一步闡述。如圖2所示，一種衛(wèi)星繞空間軸的最短路徑姿態(tài)機(jī)動控制方法，達(dá)到同時適應(yīng)對日安全模式重捕地球控制和任意目標(biāo)姿態(tài)機(jī)動控制，如圖3所示，該最短路徑姿態(tài)機(jī)動控制方法包含以下步驟：S1、采用四元數(shù)分別描述衛(wèi)星的當(dāng)前姿態(tài)和目標(biāo)姿態(tài)。(1)采用四元數(shù)描述衛(wèi)星的當(dāng)前姿態(tài)包含：根據(jù)四元數(shù)運動學(xué)方程對姿態(tài)四元數(shù)初值進(jìn)行積分，得到陀螺積分四元數(shù)，若星敏有效，則每拍由星敏四元數(shù)替換陀螺積分四元數(shù)，若星敏長期無效，則由雙矢量定姿結(jié)果計算姿態(tài)四元數(shù)初值。計算陀螺積分四元數(shù)主要用于星敏無效時提供連續(xù)的姿態(tài)信息。所述的根據(jù)四元數(shù)運動學(xué)方程對姿態(tài)四元數(shù)初值進(jìn)行積分的公式為：q·ob=1/2qob⊗ωob]]>式中，表示陀螺積分四元數(shù)，qob表示當(dāng)前姿態(tài)四元數(shù)，ωob表示星體相對軌道坐標(biāo)系角速度在星體坐標(biāo)系的投影。(2)采用四元數(shù)描述衛(wèi)星的目標(biāo)姿態(tài)包含：對目標(biāo)姿態(tài)四元數(shù)進(jìn)行基準(zhǔn)計算，分別得到對于任意姿態(tài)機(jī)動的目標(biāo)姿態(tài)四元數(shù)和對于對日轉(zhuǎn)對地機(jī)動的目標(biāo)姿態(tài)四元數(shù)。對于任意姿態(tài)機(jī)動的目標(biāo)姿態(tài)四元數(shù)表示為：式中，qor_jd表示目標(biāo)姿態(tài)四元數(shù)，表示由任務(wù)需求方上注歐拉轉(zhuǎn)角，ex表示機(jī)動轉(zhuǎn)軸滾動分量，ey表示機(jī)動轉(zhuǎn)軸俯仰分量，ez表示機(jī)動轉(zhuǎn)軸偏航分量。對于對日轉(zhuǎn)對地機(jī)動的目標(biāo)姿態(tài)，該任務(wù)的最終目標(biāo)是控制星體姿態(tài)與軌道坐標(biāo)系一致，因此，對于對日轉(zhuǎn)對地機(jī)動的目標(biāo)姿態(tài)四元數(shù)表示為：qor＝[1000]式中，qor表示目標(biāo)姿態(tài)四元數(shù)。S2、由衛(wèi)星的當(dāng)前姿態(tài)四元數(shù)和目標(biāo)姿態(tài)四元數(shù)計算得到偏差四元數(shù)，并將偏差四元數(shù)配置為控制用姿態(tài)信息。計算偏差四元數(shù)的公式為：qrb=qor-1⊗qob]]>式中，qrb表示偏差四元數(shù)，表示目標(biāo)姿態(tài)四元數(shù)的逆，qob表示當(dāng)前姿態(tài)四元數(shù)。將偏差四元數(shù)配置為控制用姿態(tài)信息包含：控制用姿態(tài)信息取偏差四元數(shù)的矢部的2倍，即控制用姿態(tài)信息表示為；式中，qe表示控制用姿態(tài)信息，表示滾動姿態(tài)誤差，Δθ表示俯仰姿態(tài)誤差，Δψ表示偏航姿態(tài)誤差，qrb(1)表示偏差四元數(shù)矢部的滾動分量，qrb(2)表示偏差四元數(shù)矢部的俯仰分量，qrb(3)表示偏差四元數(shù)矢部的偏航分量。S3、根據(jù)陀螺測量角速度及衛(wèi)星的當(dāng)前姿態(tài)四元數(shù)，計算得到衛(wèi)星相對軌道坐標(biāo)系的角速度，并將該角速度配置為控制用角速度信息?？刂朴媒撬俣刃畔⒌挠嬎愎綖椋害豲b＝ωib-Aboωio式中，ωob表示控制用角速度信息，ωib表示陀螺測量角速度，ωio＝[0-ω00]，ω0為軌道角速度。S4、根據(jù)控制用姿態(tài)信息及控制用角速度信息，計算得到飛輪的指令轉(zhuǎn)速，以完成衛(wèi)星繞空間軸的最短路徑姿態(tài)機(jī)動控制。計算飛輪的指令轉(zhuǎn)速包含：對控制姿態(tài)信息進(jìn)行等比例限幅，限幅值與期望的最大機(jī)動角速度相關(guān)；計算飛輪的指令力矩；由飛輪的指令力矩計算得到飛輪的轉(zhuǎn)速指令，并對輸出飛輪指令轉(zhuǎn)速進(jìn)行限幅；其中，控制姿態(tài)信息等比例限幅的計算公式為：qe=qe,max(abs(qe)≤qemax)keqe,max(abs(qe)>qemax)]]>式中，qe表示三軸控制姿態(tài)信息，即ke＝qemax/max(abs(qe))；qemax為限幅值，由機(jī)動過程設(shè)定的最大角速度結(jié)合控制參數(shù)給出，qemax＝Kp/Kd*ωemax，其中Kp和Kd分別表示控制器比例項和微分項控制參數(shù)，ωemax表示根據(jù)執(zhí)行機(jī)構(gòu)能力設(shè)定的星體最大機(jī)動角速度；max()表示對輸入數(shù)據(jù)求取最大值；abs()表示對輸入數(shù)據(jù)求取絕對值；飛輪指令力矩的計算公式為：Tcy＝Kpyθ+KdyωyTcz＝Kpzψ+Kdzωz-ω0hx式中，Tcx、Tcy、Tcz分別表示滾動、俯仰、偏航軸控制力矩指令，ωx、ωy、ωz分別表示三軸角速度誤差，θ、ψ分別為三軸姿態(tài)誤差，hz、hx分別表示偏航和滾動軸飛輪角動量，ω0表示軌道角速度，Kpx、Kdx、Kpy、Kdy、Kpz、Kdz為控制器參數(shù)；飛輪轉(zhuǎn)速指令的計算公式為：ωxk+1=1JmTcxΔt+ωxk]]>ωyk+1=1JmTcyΔt+ωyk]]>ωzk+1=1JmTczΔt+ωzk]]>式中，Jm表示飛輪轉(zhuǎn)動慣量，Δt表示控制周期，ωxk+1、ωyk+1、ωzk+1表示飛輪轉(zhuǎn)速指令，ωxk、ωyk、ωzk表示上一拍飛輪指令轉(zhuǎn)速，飛輪轉(zhuǎn)速由rad/s轉(zhuǎn)換為rpm需乘以系數(shù)rad2rpm＝30π。盡管本發(fā)明的內(nèi)容已經(jīng)通過上述優(yōu)選實施例作了詳細(xì)介紹，但應(yīng)當(dāng)認(rèn)識到上述的描述不應(yīng)被認(rèn)為是對本發(fā)明的限制。在本領(lǐng)域技術(shù)人員閱讀了上述內(nèi)容后，對于本發(fā)明的多種修改和替代都將是顯而易見的。因此，本發(fā)明的保護(hù)范圍應(yīng)由所附的權(quán)利要求來限定。當(dāng)前第1頁1 2 3