[发明专利]一种相对动坐标系进行路径规划的卫星姿态机动方法

说明书

技术领域

本发明涉及卫星姿态控制技术，尤其是相对动坐标系进行路径规划的卫星姿态机动方法，可以用于任意需要进行姿态机动的卫星。

背景技术

随着航天技术的发展，当前卫星的敏捷性要求越来越高，要求卫星姿态实现快速的机动，并进入稳定，提供稳定的卫星工作平台。现有的姿态机动算法主要有：

①使用的控制方法包括自适应控制、模糊控制、遗传算法等及相关方法的组合，其不足是方法实现时一般较复杂，没有考虑工程中星载计算机的实际约束；

②虽然一些文献对工程约束进行了适当的考虑，其不足是没有把执行机构输出力矩作为约束条件，与实际工程有较大的差距；

③很多设计方法在机动过程中并没有使用执行机构的最大输出力矩，其不足是在时间最优上有所欠缺，当姿态机动的时间指标要求非常严格时将影响系统性能；

④部分方法使用了执行机构的最大输出力矩，但在方法中涉及了迭代求解运算，其不足是运算量大，方法复杂；

⑤国内已经发射的卫星中有一些具有姿态机动能力，其不足是大角度机动在快速性上仍与需求有一定的差距；

⑥大多数机动方法都是给出阶跃指令，没有对机动路径进行规划；

很多学者研究的卫星姿态机动是Rest-to-Rest模式，运用在目标姿态为运动的卫星姿态机动还需要进行改进。

发明内容

本发明针对以上不足，提出一种相对动坐标系进行路径规划的卫星姿态机动方法，有效地克服了当前卫星机动算法中稳定时间过长的缺点，可以实现卫星任意角度快速机动和快速稳定。

为解决上述技术问题，本发明是通过以下的技术方案实现的：

根据本发明的一个方面，提供一种相对动坐标系进行路径规划的卫星姿态机动方法，以动目标姿态的本体系为参考坐标系，根据本体初始姿态相对参考坐标系的姿态偏差规划角速度路径，将反馈的四元数转换为相对参考坐标系的四元数q_bm，将卫星本体相对惯性系的角速度转换为相对参考坐标系的角速度ω_bm，以规划路径的四元数和角速度分别与q_bm、ω_bm的差值作为控制偏差加入控制器，最终实现控制偏差趋于零。

优选地，所述的规划角速度路径，具体为，根据规划路径的四元数矢量部分分配三轴角加速度，实现三轴同步，并且根据角速度和力矩饱和限制，绕四元数欧拉轴转动实现时间最优机动路径规划。

优选地，所述的四元数q_bm是动目标姿态相对惯性系的四元数q_m的逆与卫星本体相对惯性系的四元数q的乘积，即

优选地，所述角速度ω_bm是反馈的本体角速度与目标姿态角速度的差值表示在本体系下得到本体系相对参考坐标系的角速度表示在本体系下的值，即ω_bm＝ω-A_bmω_m，其中，ω为星体相对惯性系的角速度在本体坐标系的表示，ω_m为目标姿态角速度表示在目标姿态本体下的表示，A_bm为目标姿态到星体姿态的转换矩阵，A_bm＝A(q_bm)。

优选地，所述的控制器为四元数和转速联合反馈控制器，所述控制器用于控制参数选取。

进一步地，在一个优选的方案中，所述相对动坐标系进行路径规划的卫星姿态机动方法具体包括如下步骤：

步骤1、计算机动指令时刻初始姿态相对目标姿态旋转角度大小，确定方向；

步骤2、确定加速段和减速度段的相对角加速度大小；

步骤3、确定单轴最大相对角速度大小；

步骤4、计算加速时间和减速时间；

步骤5、判断是否需要匀速段，并计算匀速时间；

步骤6、规划角速度路径，运动学解算得到姿态四元数路径；

步骤7、将星体相对惯性坐标系的姿态转换为与动目标的相对姿态信息，将星体惯性角速度转换为相对目标姿态的角速度；

步骤8、将规划的姿态四元数与姿态角速度与以上得到的姿态信息与角速度信息做差后加入控制器；

步骤9、选择控制器参数，控制以上偏差趋向于零。

通过上述技术方案，本发明能够有效克服当前卫星机动算法中稳定时间过长的缺点，可以实现卫星任意角度快速机动和快速稳定。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：