專利名稱：一種火星探測(cè)器無(wú)陀螺自主空間姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種火星探測(cè)器姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制技術(shù)，尤其是用于火星探測(cè)器對(duì)不同定 向目標(biāo)間的無(wú)陀螺姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制模式中，探測(cè)器姿態(tài)機(jī)動(dòng)前確定目標(biāo)姿態(tài)四元素，僅依靠 星敏感器測(cè)量數(shù)據(jù)，使用飛輪閉環(huán)控制星體繞歐拉軸以最短路徑完成姿態(tài)機(jī)動(dòng)。
背景技術(shù)：
在執(zhí)行火星探測(cè)任務(wù)時(shí)，需要對(duì)火星定向完成拍照任務(wù)，對(duì)地球定向完成數(shù)傳任 務(wù)，完成太陽(yáng)電池陣對(duì)日定向保證整星能源供應(yīng)，各定向目標(biāo)切換時(shí)可能進(jìn)行任意角度的 姿態(tài)機(jī)動(dòng)。
在進(jìn)行姿態(tài)機(jī)動(dòng)的控制規(guī)律時(shí)，首先要選取控制反饋量，以往衛(wèi)星使用陀螺測(cè)量 角速率和積分到歐拉角作為反饋輸入，如果使用陀螺積分的歐拉角進(jìn)行姿態(tài)機(jī)動(dòng)還需進(jìn)行 參考系的解算；當(dāng)姿態(tài)機(jī)動(dòng)的角度較大時(shí)，使用歐拉角可能會(huì)出現(xiàn)奇異；最重要原因還是 由于飛輪的最大轉(zhuǎn)速有限，使用歐拉角進(jìn)行姿態(tài)機(jī)動(dòng)，更易使飛輪飽和，因此，需要研制一 種無(wú)需陀螺數(shù)據(jù)的姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制技術(shù)。發(fā)明內(nèi)容
針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)存在的不足，本發(fā)明要解決的技術(shù)問(wèn)題是提供一種火星探測(cè)器無(wú)陀 螺自主空間姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制方法，能夠完成火星探測(cè)器對(duì)任意目標(biāo)的姿態(tài)機(jī)動(dòng)任務(wù)，無(wú)需陀 螺的角速度數(shù)據(jù)作為反饋，增加探測(cè)器姿態(tài)機(jī)動(dòng)的可靠性。
為解決上述技術(shù)問(wèn)題，本發(fā)明是通過(guò)以下的技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)的，一種火星探測(cè)器無(wú) 陀螺自主空間姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制方法，其具體包括如下步驟
1.探測(cè)器進(jìn)入姿態(tài)機(jī)動(dòng)模式前，首先使用推力器將飛輪轉(zhuǎn)速卸載到200rpm內(nèi)，使 飛輪角動(dòng)量達(dá)到姿態(tài)機(jī)動(dòng)前的需要；
2.探測(cè)器進(jìn)入姿態(tài)機(jī)動(dòng)模式后，根據(jù)目標(biāo)姿態(tài)四元素和當(dāng)前星體姿態(tài)四元素計(jì)算 姿態(tài)機(jī)動(dòng)歐拉軸和歐拉角；
3.根據(jù)飛輪轉(zhuǎn)動(dòng)動(dòng)量和星體慣量計(jì)算姿態(tài)機(jī)動(dòng)角速度，確定星體加速時(shí)間tm與 整個(gè)姿態(tài)機(jī)動(dòng)過(guò)程所需時(shí)間ts，這兩個(gè)時(shí)間取值的確定必須保證反作用飛輪的轉(zhuǎn)速不超過(guò) 其最大轉(zhuǎn)速；
4.采用前饋+反饋策略的解耦控制律，探測(cè)器姿態(tài)準(zhǔn)確跟蹤機(jī)動(dòng)規(guī)劃的角速度和 控制力矩，保證了控制的精度和穩(wěn)定性；
本發(fā)明采用的方法與現(xiàn)有技術(shù)相比，其優(yōu)點(diǎn)和有益效果是
該火星探測(cè)器姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制方法，無(wú)需陀螺姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制，采用星敏感器和飛輪 的最小配置，實(shí)現(xiàn)了整個(gè)機(jī)動(dòng)過(guò)程的閉環(huán)控制，整個(gè)任務(wù)均為星上自主處理自主計(jì)算任務(wù) 剖面、機(jī)動(dòng)控制過(guò)程自主迭代、不依賴陀螺信息，真正實(shí)現(xiàn)了最短路徑的全姿態(tài)機(jī)動(dòng)功能。


以下將結(jié)合附圖和具體實(shí)施例對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步說(shuō)明。
圖1為本發(fā)明的機(jī)動(dòng)示意圖2為姿態(tài)機(jī)動(dòng)指令時(shí)序圖。
具體實(shí)施方式
如圖1所示，當(dāng)探測(cè)器需要姿態(tài)機(jī)動(dòng)時(shí)，首先進(jìn)行飛輪轉(zhuǎn)速卸載到200rpm內(nèi)，使飛輪角動(dòng)量達(dá)到姿態(tài)機(jī)動(dòng)前的需要，之后進(jìn)行姿態(tài)機(jī)動(dòng)，綜合電子計(jì)算機(jī)計(jì)算出歐拉轉(zhuǎn)角和歐拉轉(zhuǎn)軸，從而實(shí)現(xiàn)星體從當(dāng)前指向轉(zhuǎn)動(dòng)到目標(biāo)指向，而姿態(tài)機(jī)動(dòng)所需時(shí)間的確定要根據(jù)反作用飛輪的最高轉(zhuǎn)速和所能提供的最大力矩來(lái)計(jì)算。
火星探測(cè)器的大角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制是通過(guò)使星體繞歐拉軸進(jìn)行單軸轉(zhuǎn)動(dòng)實(shí)現(xiàn)的。 得到期望的目標(biāo)指向四元數(shù)I后，再根據(jù)星敏感器的測(cè)量得到qib，可以計(jì)算出當(dāng)前星體指向到期望目標(biāo)指向所需要轉(zhuǎn)動(dòng)的誤差四元數(shù)I。
權(quán)利要求
1.一種火星探測(cè)器無(wú)陀螺自主空間姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制方法，其特征在于包括如下步驟 1)探測(cè)器進(jìn)入姿態(tài)機(jī)動(dòng)模式前，首先使用推力器將飛輪轉(zhuǎn)速卸載，使飛輪角動(dòng)量達(dá)到姿態(tài)機(jī)動(dòng)前的需要； 2)探測(cè)器進(jìn)入姿態(tài)機(jī)動(dòng)模式后，根據(jù)目標(biāo)姿態(tài)四元素和當(dāng)前星體姿態(tài)四元素計(jì)算姿態(tài)機(jī)動(dòng)歐拉軸和歐拉角； 3)根據(jù)飛輪轉(zhuǎn)動(dòng)動(dòng)量和星體慣量計(jì)算姿態(tài)機(jī)動(dòng)角速度，確定星體加速時(shí)間tm與整個(gè)姿態(tài)機(jī)動(dòng)過(guò)程所需時(shí)間ts，這兩個(gè)時(shí)間取值的確定必須保證反作用飛輪的轉(zhuǎn)速不超過(guò)其最大轉(zhuǎn)速； 4)采用前饋+反饋策略的解耦控制律，探測(cè)器姿態(tài)準(zhǔn)確跟蹤機(jī)動(dòng)規(guī)劃的角速度和控制力矩。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的火星探測(cè)器無(wú)陀螺自主空間姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制方法，其特征在于所述步驟1-2)中計(jì)算姿態(tài)機(jī)動(dòng)歐拉轉(zhuǎn)角和歐拉轉(zhuǎn)軸g公式為
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的火星探測(cè)器無(wú)陀螺自主空間姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制方法，其特征在于所述步驟1-3)中，確定星體加速時(shí)間1。 與整個(gè)姿態(tài)機(jī)動(dòng)過(guò)程所需時(shí)間ts的計(jì)算公式為
全文摘要
本發(fā)明公開(kāi)一種火星探測(cè)器無(wú)陀螺自主空間姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制方法，適用于探測(cè)器不同定向目標(biāo)間的姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制，不依靠陀螺數(shù)據(jù)而僅依靠星敏感器數(shù)據(jù)完成任意指向的姿態(tài)機(jī)動(dòng)。探測(cè)器姿態(tài)機(jī)動(dòng)前確定目標(biāo)姿態(tài)四元素，使用飛輪閉環(huán)控制星體繞歐拉軸以最短路徑完成姿態(tài)機(jī)動(dòng)。與現(xiàn)有技術(shù)相比，該方法以最小硬件配置，即星敏感器和飛輪，可以最短路徑完成任意指向的姿態(tài)機(jī)動(dòng)，具有實(shí)用性。
文檔編號(hào)G05D1/08GK103019247SQ20111028981
公開(kāi)日2013年4月3日 申請(qǐng)日期2011年9月27日 優(yōu)先權(quán)日2011年9月27日
發(fā)明者尹海寧, 周連文, 聶章海, 杜寧, 李芳華, 蔡陳生, 袁彥紅 申請(qǐng)人:上海航天控制工程研究所