本發(fā)明專利技術(shù)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，該方法采用四元數(shù)描述發(fā)動(dòng)機(jī)噴管指向相對(duì)于空間飛行器本體的旋轉(zhuǎn)，并基于制導(dǎo)方向及該旋轉(zhuǎn)四元數(shù)確定出滿足制導(dǎo)要求情況下空間飛行器的期望姿態(tài)；引入描述空間飛行器姿態(tài)偏差的擬歐拉角，并在基于擬歐拉角的姿態(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；將空間飛行器姿態(tài)控制到其期望姿態(tài)上即可保證變軌推力方向沿制導(dǎo)。本發(fā)明專利技術(shù)解決了采用推力矢量和姿控發(fā)動(dòng)機(jī)，對(duì)質(zhì)心發(fā)生橫移的空間飛行器實(shí)施姿態(tài)控制的控制律設(shè)計(jì)問題，所采用的姿態(tài)描述回避了歐拉角姿態(tài)描述所固有的奇異性，其三個(gè)分量具有較明顯的物理意義；基于該姿態(tài)描述的姿態(tài)控制律形式簡單，且控制效果良好。
【技術(shù)實(shí)現(xiàn)步驟摘要】
本專利技術(shù)涉及空間飛行器的姿態(tài)控制的
，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。
技術(shù)介紹
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(duì)稱釋放的傳統(tǒng)運(yùn)載工具所沒有遇到過的問題。本專利技術(shù)針對(duì)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(duì)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(duì)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(duì)其實(shí)施姿態(tài)控制。目前沒有發(fā)現(xiàn)與同本專利技術(shù)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。
技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路
本專利技術(shù)所要解決的技術(shù)問題是克服空間飛行器質(zhì)心橫移對(duì)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(duì)其進(jìn)行姿控。本專利技術(shù)提出，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(duì)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(duì)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(hào)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)用本專利技術(shù)可消除變軌推力對(duì)飛行器姿態(tài)的干擾，由變軌發(fā)動(dòng)機(jī)搖擺噴管相對(duì)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)。該專利技術(shù)在不影響飛行器變軌精度的前提下，可對(duì)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)施例方式下面結(jié)合附圖和實(shí)例對(duì)本專利技術(shù)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(duì)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。設(shè)空間飛行器質(zhì)心C在坐標(biāo)系SXYZ中的坐標(biāo)為，則C指向變軌推力作用點(diǎn)S的矢徑為:權(quán)利要求1.，其特征在于，該方法通過如下步驟實(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θ1(ι和θ2ο， 采用通過公式(2)為:2.如權(quán)利要求1所述的，其特征在于:選取發(fā)射慣性系作為姿態(tài)定義參考坐標(biāo)系，發(fā)射慣性系固化于慣性空間，其原點(diǎn)為發(fā)射點(diǎn)，Xa軸指向射向，Ya軸垂直地平向上，Za軸由右手定則確定。3.如權(quán)利要求1所述的，其特征在于:定義空間飛行器的質(zhì)心平移坐標(biāo)系SXYZ，其原點(diǎn)S為搖擺噴管結(jié)點(diǎn)，SX沿空間飛行器指向前，SY位于其縱對(duì)稱面內(nèi)并指向上，SXYZ為右手直角坐標(biāo)系。4.如權(quán)利要求1所述的，其特征在于:定義發(fā)射慣性系到空間飛行器體系的3-2-1轉(zhuǎn)序，歐拉角θ，ψ，γ為空間飛行器的俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)姿態(tài)角。全文摘要本專利技術(shù)提出，該方法采用四元數(shù)描述發(fā)動(dòng)機(jī)噴管指向相對(duì)于空間飛行器本體的旋轉(zhuǎn)，并基于制導(dǎo)方向及該旋轉(zhuǎn)四元數(shù)確定出滿足制導(dǎo)要求情況下空間飛行器的期望姿態(tài)；引入描述空間飛行器姿態(tài)偏差的擬歐拉角，并在基于擬歐拉角的姿態(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；將空間飛行器姿態(tài)控制到其期望姿態(tài)上即可保證變軌推力方向沿制導(dǎo)。本專利技術(shù)解決了采用推力矢量和姿控發(fā)動(dòng)機(jī)，對(duì)質(zhì)心發(fā)生橫移的空間飛行器實(shí)施姿態(tài)控制的控制律設(shè)計(jì)問題，所采用的姿態(tài)描述回避了歐拉角姿態(tài)描述所固有的奇異性，其三個(gè)分量具有較明顯的物理意義；基于該姿態(tài)描述的姿態(tài)控制律形式簡單，且控制效果良好。文檔編號(hào)B64G1/24GK103121514SQ20111036894公開日2013年5月29日 申請(qǐng)日期2011年11月18日 優(yōu)先權(quán)日2011年11月18日專利技術(shù)者夏喜旺, 劉漢兵, 杜涵 申請(qǐng)人:上海宇航系統(tǒng)工程研究所本文檔來自技高網(wǎng)...
【技術(shù)保護(hù)點(diǎn)】
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，采用通過公式(2)為：SH＝?(IY×r)×IY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＝qYθ10οqZθ20這里，qYθ10和qZθ20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：qZθ20＝[cos(θ20/2)0?0?sin(θ20/2)]TqYθ10＝[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)qZD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)qf。空間飛行器的期望姿態(tài)qf采用如下公式確定qf＝qZDοQ*?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)qG，而當(dāng)qG的姿態(tài)趨于qZD時(shí)，飛行器的姿態(tài)q即可趨于qf。；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)qf，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＝[ωx?ωy?ωz]T為空間飛行器相對(duì)于慣性空間的轉(zhuǎn)動(dòng)角速度，MC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)qf，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＝2GT(qf)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)，取開關(guān)面為：s＝σ+υ對(duì)開關(guān)面求導(dǎo)并引入姿態(tài)運(yùn)動(dòng)模型，則有：設(shè)定相軌跡向開關(guān)面趨近的規(guī)律為指數(shù)趨近律，則有：?解之得：MC為變結(jié)構(gòu)控制律所確定出來的需求控制力矩；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，rx，ry，rz分別為矢量r在x，y，z軸上的分量，Mr為：滾控發(fā)動(dòng)機(jī)所應(yīng)提供的控制力矩Mr＝MC(1)?MTx任一時(shí)刻，滾控發(fā)動(dòng)機(jī)所提供的控制力矩為：Mx＝Mesgn(Mr)＝Tdsgn(Mr)Me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)可通過調(diào)節(jié)作用相反的兩組發(fā)動(dòng)機(jī)的工作時(shí)間來提供時(shí)變的控制力矩。FSA00000616232100011.tif,FSA00000616232100012.tif,FSA00000616232100021.tif,FSA00000616232100022.tif,FSA00000616232100023.tif,FSA00000616232100024.tif,FSA00000616232100025.tif,FSA00000616232100031.tif,FSA00000616232100032.tif,FSA00000616232100033.tif...
【技術(shù)特征摘要】
【專利技術(shù)屬性】
技術(shù)研發(fā)人員：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，
類型：發(fā)明
國別省市：
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