[發(fā)明專利]一種考慮姿態(tài)約束與抗退繞的航天器姿態(tài)機動控制方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201710521561.X
• 申請日: 2017-06-30
• 公開（公告）號: CN107168357B
• 公開（公告）日: 2018-08-07
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 胡慶雷;池碧茹;王陳亮;郭雷
• 申請（專利權(quán)）人: 北京航空航天大學(xué)
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08
• 代理公司: 北京科迪生專利代理有限責(zé)任公司 11251
• 代理人: 楊學(xué)明;顧煒

本發(fā)明涉及一種考慮姿態(tài)約束與抗退繞的航天器姿態(tài)機動控制方法，針對航天器在姿態(tài)機動過程中存在的姿態(tài)約束以及存在的退繞問題，提出一種基于抗退繞規(guī)避勢函數(shù)的姿態(tài)機動方法；本發(fā)明包括以下步驟：首先，建立航天器姿態(tài)機動控制系統(tǒng)模型；然后，根據(jù)姿態(tài)禁止區(qū)設(shè)計抗退繞規(guī)避勢函數(shù)；最后，基于設(shè)計的勢函數(shù)設(shè)計系統(tǒng)控制律；該方法保證了航天器在進行機動任務(wù)中存在抗退繞問題時控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性，使航天器繞過禁止姿態(tài)并以最短路程到達目標(biāo)姿態(tài)，以實現(xiàn)優(yōu)化的快速機動。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種在航天器姿態(tài)機動過程中考慮姿態(tài)約束與抗退繞的控制方法，主要應(yīng)用于航天器在姿態(tài)機動的過程中姿態(tài)受到約束的情況并同時考慮了航天器的退繞問題，避免航天器進行不必要的轉(zhuǎn)動，屬于航天器控制技術(shù)領(lǐng)域。

背景技術(shù)

隨著科學(xué)技術(shù)的發(fā)展，航天器在太空中的任務(wù)也多樣化，其中，最基本的任務(wù)就是航天器的姿態(tài)機動控制。一般來說，姿態(tài)機動只考慮初始狀態(tài)與目標(biāo)狀態(tài)而不考慮其機動的過程，但是在實際中，參加科學(xué)任務(wù)的航天器有時會裝備有敏感器件如紅外望遠鏡或者紅外干涉儀等需要避免陽關(guān)直射或者其他光亮，這時就需要劃定一個姿態(tài)約束區(qū)域來確保航天器裝備的正常使用，或者在編隊飛行時航天器之間需要保持通信，這時需要保持天線指向相鄰的航天器，這些都對姿態(tài)機動提出了更多的要求。

在處理航天器姿態(tài)約束的問題一般有兩種方法：路徑規(guī)劃與勢函數(shù)法。路徑規(guī)劃是指事先規(guī)定繞開姿態(tài)禁止區(qū)的路線，但是這個方法結(jié)構(gòu)復(fù)雜，計算量大。勢函數(shù)法是指設(shè)計一個非負勢函數(shù)使得在禁止區(qū)勢能為極大值，在目標(biāo)姿態(tài)處勢能為極小值，并且該勢能函數(shù)關(guān)于時間的導(dǎo)數(shù)為負值，這樣隨著時間的增加，能夠保證系統(tǒng)的勢能沿著勢函數(shù)由高到低，能夠避免進入禁止區(qū)并到達目標(biāo)姿態(tài)。

中國專利CN201610331527.1中考慮了飛行器飛行時的姿態(tài)約束，通過對攻角指令、傾側(cè)角指令進行分段限幅來約束俯仰角以及滾轉(zhuǎn)角，但是該方法中飛行器的模型與航天器的模型并不相同，所以該方法并不適用于航天器。

航天器的姿態(tài)在用四元數(shù)法表示時，四元數(shù)標(biāo)量部分q₀＝1與q₀＝-1對應(yīng)繞歐拉軸轉(zhuǎn)角θ＝0和θ＝2π的情況，兩種情況表示同一姿態(tài)，具有冗余性，如果忽略其中一個值可能會導(dǎo)致航天器在姿態(tài)機動時轉(zhuǎn)角θ大于π，這種問題稱為退繞問題，這樣航天器在轉(zhuǎn)到目標(biāo)姿態(tài)時就會進行大角度且不必要的轉(zhuǎn)動，浪費系統(tǒng)能量。為了避免退繞問題，通過在規(guī)避勢函數(shù)中加入抗退繞因素來實現(xiàn)。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的技術(shù)解決問題是：由于航天器在姿態(tài)機動過程中存在姿態(tài)約束的問題并且存在退繞現(xiàn)象，本發(fā)明提供一種考慮姿態(tài)約束與抗退繞的航天器姿態(tài)機動控制方法，提出了一種與抗退繞律結(jié)合的規(guī)避勢函數(shù)，該勢函數(shù)在姿態(tài)禁止區(qū)處的勢能為最大，在目標(biāo)姿態(tài)處的勢能為最小，且考慮了抗退繞的因素，將誤差四元數(shù)的標(biāo)量為±1處都設(shè)置為目標(biāo)姿態(tài)，使得航天器以離目標(biāo)姿態(tài)最近的路程繞過姿態(tài)禁止區(qū)到達目標(biāo)姿態(tài)，這樣能夠節(jié)省部分能量與燃料。

本發(fā)明的技術(shù)解決方案為：一種考慮姿態(tài)約束與退繞的航天器姿態(tài)機動控制方法，其實現(xiàn)步驟如下：

第一步，建立航天器姿態(tài)機動控制系統(tǒng)模型，航天器姿態(tài)動力學(xué)方程為：

其中，J表示航天器的轉(zhuǎn)動慣量矩陣，為3×3的對稱矩陣；ω＝[ω₁,ω₂,ω₃]^T表示航天器在本體坐標(biāo)系下相對于慣性坐標(biāo)系的角速度，ω₁,ω₂,ω₃分別為衛(wèi)星的橫滾角速度、偏航角速度以及俯仰角速度；表示航天器的角加速度矢量；τ＝[τ₁,τ₂,τ₃]^T表示系統(tǒng)的控制律，τ₁,τ₂,τ₃分別為航天器本體軸向上執(zhí)行機構(gòu)提供的實際控制力矩；(·)^×表示一類斜對稱矩陣，其形式如下：