[發(fā)明專利]一種適用于質(zhì)心橫移空間飛行器的姿態(tài)控制方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201110368941.7
• 申請(qǐng)日: 2011-11-18
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN103121514A
• 公開(kāi)（公告）日: 2013-05-29
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 夏喜旺;劉漢兵;杜涵
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 上海宇航系統(tǒng)工程研究所
• 主分類號(hào): B64G1/24
• 分類號(hào): B64G1/24;B64G1/42
• 代理公司: 上海航天局專利中心 31107
• 代理人: 金家山

1.一種適用于質(zhì)心橫移空間飛行器的姿態(tài)控制方法，其特征在于，該方法通過(guò)如下步驟實(shí)現(xiàn)：

步驟一、旋轉(zhuǎn)變軌發(fā)動(dòng)機(jī)搖擺噴管，使得變軌推力線通過(guò)空間飛行器系統(tǒng)質(zhì)心，首先，確定出噴管所需旋轉(zhuǎn)的旋轉(zhuǎn)角θ₁₀和θ₂₀，

采用通過(guò)公式(2)為：

SH＝-(I_Y×r)×I_Y

公式中r為質(zhì)心平移坐標(biāo)系坐標(biāo)原點(diǎn)S指向飛行器質(zhì)心的矢徑，θ₁₀為矢徑r與平面XSZ的夾角，θ₂₀為矢徑r在平面XSZ上的投影與SX軸的夾角；

θ₁₀和θ₂₀確定之后驅(qū)動(dòng)變軌發(fā)動(dòng)機(jī)搖擺噴管，按次序繞相應(yīng)旋轉(zhuǎn)軸分別旋轉(zhuǎn)θ₁₀和θ₂₀，保證發(fā)動(dòng)機(jī)的推力線通過(guò)飛行器質(zhì)心；

步驟二、確定搖擺噴管相對(duì)空間飛行器旋轉(zhuǎn)所對(duì)應(yīng)的合成旋轉(zhuǎn)四元數(shù)Q。采用如下公式(4)確定旋轉(zhuǎn)合成四元數(shù)Q：

Q＝q_Yθ10οq_Zθ20

這里，q_Yθ10和q_Zθ20分別為旋轉(zhuǎn)角θ₁₀和θ₂₀所對(duì)應(yīng)的旋轉(zhuǎn)四元數(shù)包括：

q_Zθ20＝[cos(θ₂₀/2)0?0?sin(θ₂₀/2)]^T

q_Yθ10＝[cos(θ₁₀/2)0?sin(θ₁₀/2)0]^T；

步驟三、根據(jù)軌控指令方向所對(duì)應(yīng)的四元數(shù)q_ZD和合成旋轉(zhuǎn)四元數(shù)Q確定出空間飛行器的期望姿態(tài)q_f。空間飛行器的期望姿態(tài)q_f采用如下公式確定

q_f＝q_ZDοQ*?

飛行器的姿態(tài)按合成旋轉(zhuǎn)四元數(shù)Q進(jìn)行旋轉(zhuǎn)后，所對(duì)應(yīng)的姿態(tài)即為搖擺噴管的姿態(tài)q_G，而當(dāng)q_G的姿態(tài)趨于q_ZD時(shí)，飛行器的姿態(tài)q即可趨于q_f。；

步驟四、根據(jù)空間飛行器當(dāng)前姿態(tài)q及其期望姿態(tài)q_f，確定出擬歐拉角參數(shù)，并基于此構(gòu)建飛行器的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)運(yùn)動(dòng)模型為：

上式中，ω＝[ω_x?ω_y?ω_z]^T為空間飛行器相對(duì)于慣性空間的轉(zhuǎn)動(dòng)角速度，M_C為控制力矩，II為飛行器轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，

基于姿態(tài)四元數(shù)的空間飛行器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程為：

根據(jù)當(dāng)前姿態(tài)四元數(shù)q和需求姿態(tài)四元數(shù)q_f，并引入姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程，構(gòu)造飛行器的姿態(tài)擬歐拉角及擬歐拉角速度，即：

σ＝2G^T(q_f)q

對(duì)擬歐拉角速度求導(dǎo)，進(jìn)行數(shù)學(xué)代換，及引入姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程為

上式即為空間飛行器基于擬歐拉角的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)模型；

步驟五、構(gòu)建基于擬歐拉角的變結(jié)構(gòu)姿態(tài)控制律，在擬歐拉角參數(shù)所確定的相平面內(nèi)，取開(kāi)關(guān)面為：

s＝σ+υ

對(duì)開(kāi)關(guān)面求導(dǎo)并引入姿態(tài)運(yùn)動(dòng)模型，則有：

設(shè)定相軌跡向開(kāi)關(guān)面趨近的規(guī)律為指數(shù)趨近律，則有：?

解之得：

M_C為變結(jié)構(gòu)控制律所確定出來(lái)的需求控制力矩；

步驟六、根據(jù)控制律對(duì)搖擺發(fā)動(dòng)機(jī)擺角和滾控發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行指令分配，并實(shí)施軌控時(shí)實(shí)現(xiàn)飛行器的姿態(tài)控制，

搖擺發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)的推力矢量所形成的控制力矩為：

式中，r_x，r_y，r_z分別為矢量r在x，y，z軸上的分量，

M_r為：滾控發(fā)動(dòng)機(jī)所應(yīng)提供的控制力矩

M_r＝M_C(1)-M_Tx

任一時(shí)刻，滾控發(fā)動(dòng)機(jī)所提供的控制力矩為：

M_x＝M_esgn(M_r)＝Tdsgn(M_r)

M_e為滾控發(fā)動(dòng)機(jī)所提供的滾控力矩的大小，T為滾控發(fā)動(dòng)機(jī)推力，d為空間飛行器直徑；滾控發(fā)動(dòng)機(jī)可通過(guò)調(diào)節(jié)作用相反的兩組發(fā)動(dòng)機(jī)的工作時(shí)間來(lái)提供時(shí)變的控制力矩。