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

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及空間飛行器的姿態(tài)控制的技術(shù)領(lǐng)域，尤其適用于在軌運(yùn)行期間存在明顯質(zhì)心橫移的空間飛行器的姿態(tài)控制。

背景技術(shù)

運(yùn)載火箭運(yùn)送載荷入軌過程中所飛過的弧段較短，不存在真正意義上的大角度姿態(tài)變化，因此采用基于歐拉角的姿態(tài)反饋控制律即可滿足其姿態(tài)控制要求。但是空間飛行器在軌運(yùn)行期間的姿態(tài)變化范圍較大，采用歐拉角描述的姿態(tài)動(dòng)方程無法回避奇異問題；姿態(tài)四元數(shù)雖然回避了奇異現(xiàn)象，但其無法直觀反映姿態(tài)的變化情況。

若空間飛行器所攜帶的多顆載荷為并聯(lián)布局且需逐顆釋放，則載荷的釋放必將引起飛行器質(zhì)心的明顯橫移及其轉(zhuǎn)動(dòng)慣量的明顯改變。在推進(jìn)變軌過程中，變軌推力將因質(zhì)心橫移而影響飛行器姿態(tài)，而在姿態(tài)控制控制過程中，飛行器轉(zhuǎn)動(dòng)慣量的改變也將加重三通道間的耦合：這是多顆載荷串聯(lián)布局或雖是并聯(lián)布局但卻對稱釋放的傳統(tǒng)運(yùn)載工具所沒有遇到過的問題。本發(fā)明針對此類問題，提出一種適用于質(zhì)心發(fā)生了橫移的空間飛行器的姿態(tài)控制方法：在質(zhì)心橫移飛行器變軌之前，驅(qū)動(dòng)其搖擺發(fā)動(dòng)機(jī)矢量噴管旋轉(zhuǎn)，使得相應(yīng)推力線通過飛行器質(zhì)心以消除變軌推力對空間飛行器姿態(tài)的干擾；采用四元數(shù)描述指令制導(dǎo)方向和矢量噴管相對于空間飛行器體坐標(biāo)系的旋轉(zhuǎn)；根據(jù)指令制導(dǎo)方向及矢量噴管的旋轉(zhuǎn)確定出空間飛行器的期望姿態(tài)；根據(jù)飛行器當(dāng)前及期望姿態(tài)四元數(shù)構(gòu)建描述其姿態(tài)偏差的擬歐拉角，并采用擬歐拉角描述飛行器的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)；在相應(yīng)姿態(tài)運(yùn)動(dòng)模型的基礎(chǔ)上構(gòu)建變結(jié)構(gòu)姿態(tài)控制律，在飛行器推進(jìn)變軌的同時(shí)對其實(shí)施姿態(tài)控制。

目前沒有發(fā)現(xiàn)與同本發(fā)明類似技術(shù)的說明或報(bào)道，也尚未收集到國內(nèi)外類似的資料。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是克服空間飛行器質(zhì)心橫移對姿態(tài)控制的影響，在飛行器推進(jìn)變軌的同時(shí)，采用推力矢量和姿控發(fā)動(dòng)機(jī)對其進(jìn)行姿控。本發(fā)明提出一種適用于質(zhì)心橫移空間飛行器的姿態(tài)控制方法，該方法根據(jù)空間飛行器當(dāng)前和期望姿態(tài)四元數(shù)確定出描述其姿態(tài)偏差的擬歐拉角參數(shù)；基于擬歐拉角參數(shù)所描述的空間飛行器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)模型構(gòu)建變結(jié)構(gòu)姿態(tài)控制律；確定出推力矢量的推力角，以及滾控發(fā)動(dòng)機(jī)所應(yīng)提供的控制力矩。

通過變軌推進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)搖擺噴管的“預(yù)擺”最大可能地消除了變軌推力對空間飛行器姿態(tài)的干擾；變軌發(fā)動(dòng)機(jī)搖擺噴管相對于空間飛行器體坐標(biāo)系的角位置關(guān)系以及指令制導(dǎo)方向，確定出空間飛行器的期望姿態(tài)，將空間飛行器姿態(tài)控制到其期望姿態(tài)上即可保證變軌方向指向制導(dǎo)方向；引入基于擬歐拉角的姿態(tài)偏差描述方式，基于擬歐拉角的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)模型繼承了四元數(shù)姿態(tài)運(yùn)動(dòng)模型無奇異的優(yōu)點(diǎn)，基于該模型構(gòu)建的姿態(tài)控制律回避了四元數(shù)所固有的符號二義性缺點(diǎn)，適于描述空間飛行器大角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)的場景。

在質(zhì)心存在明顯橫移的空間飛行器的變軌過程中，應(yīng)用本發(fā)明可消除變軌推力對飛行器姿態(tài)的干擾，由變軌發(fā)動(dòng)機(jī)搖擺噴管相對于空間飛行器體坐標(biāo)系的角位置關(guān)系及指令制導(dǎo)方向確定出空間飛行器的期望姿態(tài)，將空間飛行器姿態(tài)控制到其期望姿態(tài)上即可保證變軌方向指向制導(dǎo)。該發(fā)明在不影響飛行器變軌精度的前提下，可對質(zhì)心橫移飛行器的姿態(tài)進(jìn)行較好的控制，且不會(huì)發(fā)生任何奇異現(xiàn)象，取得了制導(dǎo)準(zhǔn)確，運(yùn)行可靠的有益效果。

附圖說明

圖1空間飛行器質(zhì)心橫移示意圖

圖2推力矢量及滾控發(fā)動(dòng)機(jī)在質(zhì)心平移坐標(biāo)系SXYZ中的描述

圖3空間飛行器姿態(tài)控制流程圖

圖4矢量噴管推力角變化曲線

圖5推進(jìn)方向變化曲線

圖6空間飛行器姿態(tài)變化曲線

圖7擬歐拉角參數(shù)變化曲線

圖8空間飛行器姿態(tài)角速度變化曲線

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合附圖和實(shí)例對本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)說明。

如圖1所示是空間飛行器質(zhì)心橫移示意圖。受空間飛行器結(jié)構(gòu)布局、制造工藝等所限，空間飛行器通常都會(huì)存在一定程度的質(zhì)心橫移，且質(zhì)心橫移現(xiàn)象還將隨燃料的消耗及載荷的分離而加劇。

如圖2所示為推力矢量、姿控發(fā)動(dòng)機(jī)的安裝位置、空間飛行器的質(zhì)心位置等在質(zhì)心平移坐標(biāo)系SXYZ中的描述。空間飛行器依靠搖擺發(fā)動(dòng)機(jī)所提供的推力矢量來實(shí)現(xiàn)軌道控制及偏航和俯仰通道的姿態(tài)控制，滾控通道的姿控則由位于空間飛行器后端的安裝截面內(nèi)，沿周向安裝并可提供相反控制作用的兩對姿控發(fā)動(dòng)機(jī)負(fù)責(zé)。

如圖3所示為空間飛行器姿態(tài)控制流程圖，由圖可知，空間飛行器的姿態(tài)控制可通過如下步驟實(shí)現(xiàn)：

步驟1、旋轉(zhuǎn)搖擺發(fā)動(dòng)機(jī)矢量噴管，使得推力線通過空間飛行器系統(tǒng)質(zhì)心。