CN103019247A - 一种火星探测器无陀螺自主空间姿态机动控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种火星探测器无陀螺自主空间姿态机动控制方法，适用于探测器不同定向目标间的姿态机动控制，不依靠陀螺数据而仅依靠星敏感器数据完成任意指向的姿态机动。探测器姿态机动前确定目标姿态四元素，使用飞轮闭环控制星体绕欧拉轴以最短路径完成姿态机动。与现有技术相比，该方法以最小硬件配置，即星敏感器和飞轮，可以最短路径完成任意指向的姿态机动，具有实用性。

Description

一种火星探测器无陀螺自主空间姿态机动控制方法

技术领域

本发明涉及一种火星探测器姿态机动控制技术，尤其是用于火星探测器对不同定向目标间的无陀螺姿态机动控制模式中，探测器姿态机动前确定目标姿态四元素，仅依靠星敏感器测量数据，使用飞轮闭环控制星体绕欧拉轴以最短路径完成姿态机动。

背景技术

在执行火星探测任务时，需要对火星定向完成拍照任务，对地球定向完成数传任务，完成太阳电池阵对日定向保证整星能源供应，各定向目标切换时可能进行任意角度的姿态机动。

在进行姿态机动的控制规律时，首先要选取控制反馈量，以往卫星使用陀螺测量角速率和积分到欧拉角作为反馈输入，如果使用陀螺积分的欧拉角进行姿态机动还需进行参考系的解算；当姿态机动的角度较大时，使用欧拉角可能会出现奇异；最重要原因还是由于飞轮的最大转速有限，使用欧拉角进行姿态机动，更易使飞轮饱和，因此，需要研制一种无需陀螺数据的姿态机动控制技术。

发明内容

针对现有技术存在的不足，本发明要解决的技术问题是提供一种火星探测器无陀螺自主空间姿态机动控制方法，能够完成火星探测器对任意目标的姿态机动任务，无需陀螺的角速度数据作为反馈，增加探测器姿态机动的可靠性。

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，一种火星探测器无陀螺自主空间姿态机动控制方法，其具体包括如下步骤：

1.探测器进入姿态机动模式前，首先使用推力器将飞轮转速卸载到200rpm内，使飞轮角动量达到姿态机动前的需要；

2.探测器进入姿态机动模式后，根据目标姿态四元素和当前星体姿态四元素计算姿态机动欧拉轴和欧拉角；

3.根据飞轮转动动量和星体惯量计算姿态机动角速度，确定星体加速时间t_on与整个姿态机动过程所需时间t_s，这两个时间取值的确定必须保证反作用飞轮的转速不超过其最大转速；

4.采用前馈+反馈策略的解耦控制律，探测器姿态准确跟踪机动规划的角速度和控制力矩，保证了控制的精度和稳定性；

本发明采用的方法与现有技术相比，其优点和有益效果是：

该火星探测器姿态机动控制方法，无需陀螺姿态机动控制，采用星敏感器和飞轮的最小配置，实现了整个机动过程的闭环控制，整个任务均为星上自主处理：自主计算任务剖面、机动控制过程自主迭代、不依赖陀螺信息，真正实现了最短路径的全姿态机动功能。

附图说明

以下将结合附图和具体实施例对本发明作进一步说明。

图1为本发明的机动示意图；

图2为姿态机动指令时序图。

具体实施方式

如图1所示，当探测器需要姿态机动时，首先进行飞轮转速卸载到200rpm内，使飞轮角动量达到姿态机动前的需要，之后进行姿态机动，综合电子计算机计算出欧拉转角和欧拉转轴，从而实现星体从当前指向转动到目标指向，而姿态机动所需时间的确定要根据反作用飞轮的最高转速和所能提供的最大力矩来计算。

火星探测器的大角度姿态机动控制是通过使星体绕欧拉轴进行单轴转动实现的。得到期望的目标指向四元数q_ir后，再根据星敏感器的测量得到q_ib，可以计算出当前星体指向到期望目标指向所需要转动的误差四元数q_e。

$q_{\mathrm{ib}}=q_{\mathrm{ir}}\⊗q_{\mathrm{rb}}$

$q_{\mathrm{rb}}=q_{\mathrm{ir}}^{-1}\⊗q_{\mathrm{ib}}$

根据计算得到的误差四元数可以写出与之相对应的方向余弦阵A(q_rb)：

$A\left(q_{\mathrm{rb}}\right)=\left[\begin{array}{ccc}{q}_{\mathrm{rb}0}^2+q_{\mathrm{rb}1}^2-q_{\mathrm{rb}2}^2-q_{\mathrm{rb}3}^2& 2(q_{\mathrm{rb}0}{q}_{\mathrm{rb}3}+q_{\mathrm{rb}1}{q}_{\mathrm{rb}2})& 2(-q_{\mathrm{rb}0}{q}_{\mathrm{rb}2}+q_{\mathrm{rb}1}{q}_{\mathrm{rb}3})\\ 2(-q_{\mathrm{rb}0}{q}_{\mathrm{rb}3}+q_{\mathrm{rb}1}{q}_{\mathrm{rb}2})& q_{\mathrm{rb}0}^2-q_{\mathrm{rb}1}^2+q_{\mathrm{rb}2}^2-q_{\mathrm{rb}3}^2& 2(q_{\mathrm{rb}0}{q}_{\mathrm{rb}1}+q_{\mathrm{rb}2}{q}_{\mathrm{rb}3})\\ 2(q_{\mathrm{rb}0}{q}_{\mathrm{rb}2}+q_{\mathrm{rb}1}{q}_{\mathrm{rb}3})& 2(-q_{\mathrm{rb}0}{q}_{\mathrm{rb}1}+q_{\mathrm{rb}2}{q}_{\mathrm{rb}3})& q_{\mathrm{rb}0}^2-q_{\mathrm{rb}1}^2-q_{\mathrm{rb}2}^2+q_{\mathrm{rb}3}^3\end{array}\right]$

根据四元数与方向余弦阵的定义，可以得到欧拉转角φ_f和欧拉转轴

${\mathrm{\φ}}_f={\cos }^{-1}\left(\frac{\mathrm{tr}\left[A\left(q_{\mathrm{rb}}\right)\right]-1}{2}\right)$

$\stackrel{\→}{e}={\left[\begin{array}{ccc}{e}_1& e_2& e_3\end{array}\right]}^T$

$e_1=\frac{2\·q_{\mathrm{rb}0}\·q_{\mathrm{rb}1}}{\sin \left({\mathrm{\φ}}_f\right)}$

$e_2=\frac{2\·q_{\mathrm{rb}0}\·q_{\mathrm{rb}2}}{\sin \left({\mathrm{\φ}}_f\right)}$

$e_3=\frac{2\·q_{\mathrm{rb}0}\·q_{\mathrm{rb}3}}{\sin \left({\mathrm{\φ}}_f\right)}$

式中：

φ_f为姿态机动欧拉角；

q_rb为姿态机动四元素；

为姿态机动欧拉轴。

根据上面计算就可以由当前指向绕欧拉转轴进行一次转动即可到达目标指向。而姿态机动所需时间的确定要根据反作用飞轮的最高转速和所能提供的最大力矩来计算。计算反作用飞轮所能提供的最大角加速度α。

$\mathrm{\α}={\stackrel{\·\·}{\mathrm{\φ}}}_{\max }=\frac{T_{w\_\max }}{\max [B\·(I-I_w)\·\stackrel{\→}{e}]}$

t_{w_max}是飞轮所能提供的最大力矩；

B是飞轮的指令分配矩阵；

I是包括飞轮在内的星体惯量矩阵；

I_w是飞轮的惯量阵；

是欧拉转轴。

如图2所示，飞轮姿态机动的整个过程，需要确定两个时间，即星体加速时间t_on与整个姿态机动过程所需时间t_s。这两个时间取值的确定必须保证反作用飞轮的转速不超过其最大转速。通过迭代法求解其时域解，直至计算出一个保证飞轮转速在最大转速范围内的有效姿态机动时间t_s和星体加速时间t_on。很容易求出t_on与t_s的关系为：

$t_{\mathrm{on}}=\frac{1}{2}[t_s-\sqrt{t_s^2-\frac{4{\mathrm{\φ}}_f}{\mathrm{\α}}}]$

对于迭代求解，最好的t_s初始迭代值为：

$t_s=2\sqrt{\frac{{\mathrm{\φ}}_f}{\mathrm{\α}}}$

t_s可以一直增加，直至飞轮达到其最大额定转速。

计算当前时刻相对于姿态机动起始时刻，星体绕欧拉轴转过的角度为φ，则指令角速度和角度为：

$\stackrel{\→}{W}\left(t\right)=\stackrel{\→}{e}\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}$

$q\left(t\right)=\left[\begin{array}{cc}\cos \left(\frac{\mathrm{\φ}}{2}\right)& \stackrel{\→}{e}\·\sin \left(\frac{\mathrm{\φ}}{2}\right)\end{array}\right]$

在进行姿态机动控制时，一般星体已处于稳态控制，星体角速度较小，忽略外干扰力矩，整个姿态机动过程中，飞轮转速随时间的变化可根据角动量守恒定理得到：

$\mathrm{\Ω}\left(t\right)=I_w^{-1}B\·A\left(q\right)\·B^{-1}{\mathrm{\Ω}}_0-I_w^{-1}\mathrm{BIe}\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}$

是星体的角动量变化(星体初始角速度认为0)；

φ为星体绕欧拉轴的欧拉转角；

A(q)是星体当前指向相对机动开始时刻星体指向的方向余弦阵；

I是包括飞轮在内的星体惯量矩阵；

I_w是飞轮的惯量阵；

B飞轮的指令分配矩阵(B^-1则为飞轮安装矩阵)；

Ω飞轮转速矢量。

Claims (3)

1.一种火星探测器无陀螺自主空间姿态机动控制方法，其特征在于包括如下步骤：

1)探测器进入姿态机动模式前，首先使用推力器将飞轮转速卸载，使飞轮角动量达到姿态机动前的需要；

2)探测器进入姿态机动模式后，根据目标姿态四元素和当前星体姿态四元素计算姿态机动欧拉轴和欧拉角；

3)根据飞轮转动动量和星体惯量计算姿态机动角速度，确定星体加速时间t_on与整个姿态机动过程所需时间t_s，这两个时间取值的确定必须保证反作用飞轮的转速不超过其最大转速；

4)采用前馈+反馈策略的解耦控制律，探测器姿态准确跟踪机动规划的角速度和控制力矩。

2.根据权利要求1所述的火星探测器无陀螺自主空间姿态机动控制方法，其特征在于：所述步骤1-2)中计算姿态机动欧拉转角φ_f和欧拉转轴 

公式为：

式中：

φ_f为姿态机动欧拉角；

q_rb为姿态机动四元素；

为姿态机动欧拉轴。 

3.根据权利要求1或2所述的火星探测器无陀螺自主空间姿态机动控制方法，其特征在于：所述步骤1-3)中，确定星体加速时间t_on与整个姿态机动过程所需时间t_s的计算公式为：

对于迭代求解，最好的t_s初始迭代值为：

式中：

t_on为星体机动加速时间；

t_s为星体机动时间；

φ_f为机动转动欧拉角；

α为机动角加速度。 

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