CN105955283A - 多轴快速姿态机动喷气控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种多轴快速姿态机动喷气控制方法，该方法包含：飞行器获取从当前姿态角转向目标姿态角对应的偏差四元数；飞行器根据最大机动角速度，结合PD控制方法对偏差四元数进行限幅处理；飞行器根据已限幅的偏差四元数分解滚动、俯仰、偏航三通道的偏差姿态角；飞行器采用PD控制方法得出姿态机动喷气控制指令。本发明克服了星体作大角度机动运动时欧拉角描述带来的奇异性；通过对偏差四元数的等比例限幅并结合PD控制规律对最大机动角速度进行限制，在实现最优路径的多轴快速姿态机动控制的同时保证了机动的安全性。

Description

多轴快速姿态机动喷气控制方法

技术领域

本发明涉及卫星姿态机动控制技术领域，具体涉及一种角速度受限的多轴快速姿态机动喷气控制方法。

背景技术

一般的对地观测卫星对姿态机动往往没有多轴同时进行快速姿态机动的要求，通常用欧拉角来描述，并采用路径规划的方式来保证机动的平稳性；另外一般卫星采用喷气作为执行机构时往往采用斜开关线或相平面控制，由于要兼顾稳定控制和机动控制性能，需要设置多组参数，不易调试。

当前状态下，飞行器一般不仅要求对地观测，为了实现特定的任务往往要求在规定的较短时间内完成多轴机动。

发明内容

本发明提供一种多轴快速姿态机动喷气控制方法，实现最优路径的多轴同时快速姿态机动，同时由于对机动最大角速度进行了限制，保证了飞行器机动过程的安全性。

为实现上述目的，本发明提供一种多轴快速姿态机动喷气控制方法，其特点是，该方法包含：

飞行器获取从当前姿态角转向目标姿态角对应的偏差四元数；

飞行器根据最大机动角速度，结合PD控制方法对偏差四元数进行限幅处理；

飞行器根据已限幅的偏差四元数分解滚动、俯仰、偏航三通道的偏差姿态角；

飞行器采用PD控制方法得出姿态机动喷气控制指令。

上述获取偏差四元数包含

飞行器根据当前三轴姿态角获取当前四元数；

飞行器根据目标姿态角获取目标四元数；

飞行器根据当前四元数和目标四元数，通过连续转动的四元数方法获得偏差四元数。

上述获取当前四元数包含：

根据当前姿态角采用3-1-2转序获取当前四元数q；

式(1)中，为飞行器当前的滚动姿态角，θ为飞行器当前的俯仰姿态角、ψ为飞行器当前的偏航姿态角。

上述获取目标四元数包含：

根据目标姿态角采用3-1-2转序获取目标四元数q_d；

式(2)中，为飞行器的滚动目标姿态角、θd为飞行器的俯仰目标姿态角、ψd为飞行器的偏航目标姿态角。

上述偏差四元数dq如式(3)：

$dq=q_d\⊗q^{-1}=\left[\begin{array}{cccc}{q}_{d0}& -q_{d1}& -q_{d2}& -q_{d3}\\ q_{d1}& q_{d0}& q_{d3}& -q_{d2}\\ q_{d2}& -q_{d3}& q_{d0}& q_{d1}\\ q_{d3}& q_{d2}& -q_{d1}& q_{d0}\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}{q}_0\\ -q_1\\ -q_2\\ -q_3\end{array}\right]---\left(3\right)$

式(3)中，q^-1为当前四元数的逆；

q_d0、q_d1、q_d2、q_d3分别为目标四元数q_d的四个元素，q_d＝[q_d0 q_d1 q_d2 q_d3]^T；

q₀、q₁、q₂、q₃分别为飞行器当前四元数q的四个元素，q＝[q₀ q₁ q₂ q₃]^T。

上述对偏差四元数进行限幅处理包含：

获取偏差四元数的矢量部分限幅值dqvlim；

偏差四元数的矢量部分限幅值处理。

上述获取偏差四元数的矢量部分限幅值包含：

记最大机动角速度为ωlim rad/s，记控制的角度增益为kp，记控制的角速度增益为kd，则根据式(4)获取偏差四元数限幅值dqvlim：

$dqv\lim =\frac{\mathrm{\ω}\lim *kd}{kp*2}---\left(4\right).$

上述偏差四元数的矢量部分限幅值处理包含：

取偏差四元数d_q的矢量部分dq_v1、dq_v2、dq_v3中绝对值最大的量，记为dq_vmax；

若dq_vmax大于偏差四元数的矢量部分的限幅值dqvlim，则对偏差四元数的矢量部分进行限幅处理，限幅后的偏差四元数的矢量部分如式(5)：

${\mathrm{dq}}_{v1\_\lim }={\mathrm{dq}}_{v1}*\frac{dqv\lim }{{\mathrm{dq}}_{vmax}}$

${\mathrm{dq}}_{v2\_\lim }={\mathrm{dq}}_{v2}*\frac{dqv\lim }{{\mathrm{dq}}_{vmax}}$

${\mathrm{dq}}_{v3\_\lim }={\mathrm{dq}}_{v3}*\frac{dqv\lim }{{\mathrm{dq}}_{vmax}}---\left(5\right).$

上述飞行器根据已限幅的偏差四元数分解滚动、俯仰、偏航三通道的偏差姿态角包含：

随着机动过程推进，偏差四元数逐步接近0，则根据式(6)简化得到滚动偏差姿态角仰俯偏差姿态角θ_con、偏航偏差姿态角ψ_con的关系式，单位为rad：

θ_con＝-2*dq_{v2_lim}

ψ_con＝-2*dq_{v3_lim} (6)。

上述飞行器采用PD控制方法得出姿态机动喷气控制指令包含：

引入控制的三轴姿态角为滚动偏差姿态角仰俯偏差姿态角θ_con、偏航偏差姿态角ψ_con，记为eu_con，引入控制的三轴姿态角速度为ωbo，角度控制增益为kp，角速度控制增益为kd，控制指令记为Tacp，则得到式(7)：

Tacp＝-(kp*eu_con+kd*ωbo)*pi/180 (7)

那么Tacp即为姿态机动喷气控制指令，单位为ms，根据推力器布局分配给相应的推力器实现控制。

本发明多轴快速姿态机动喷气控制方法和现有技术的飞行器姿态控制技术相比，其优点在于，本发明克服了星体作大角度机动运动时欧拉角描述带来的奇异性；

本发明通过对偏差四元数的等比例限幅并结合PD控制规律对最大机动角速度进行限制，在实现最优路径的多轴快速姿态机动控制的同时保证了机动的安全性；

本发明采用PD喷气控制代替传统的斜开关线或相平面控制，算法简单，控制参数减少，易于调试。

附图说明

图1为本发明多轴快速姿态机动喷气控制方法的控制原理图；

图2为本发明多轴快速姿态机动喷气控制方法的流程图。

具体实施方式

以下结合附图，进一步说明本发明的具体实施例。

如图1所示，本发明提供一种多轴快速姿态机动喷气控制方法，该控制方法的原理包含：通过飞行器目标姿态和当前三轴姿态获取偏差四元数，对获取的偏差四元数进行等比例限幅处理，然后根据经过限幅处理的偏差四元数结算得到三通道控制姿态，三通道控制姿态包含滚动偏差姿态角、仰俯偏差姿态角、偏航偏差姿态角。三通道控制姿态控制飞行器的姿态角度，结合控制角速度得到飞行器的控制指令，将控制指令发送至飞行器的执行机构，执行机构控制飞行器进行姿态机动。在机动过程中根据星体动力学确定飞行器的当前姿态，作为下一次飞行器姿态机动的基础。

如图2所示，公开了一种多轴快速姿态机动喷气控制方法的实施例，该控制方法具体包含以下步骤：

S1、飞行器获取从当前姿态角转向目标姿态角对应的偏差四元数。

S1.1、飞行器根据当前三轴姿态角获取当前四元数。

根据当前姿态角采用3-1-2转序获取当前四元数q：

式(1)中，为飞行器当前的滚动姿态角，θ为飞行器当前的俯仰姿态角、ψ为飞行器当前的偏航姿态角。

其中，3-1-2转序指：先绕偏航轴转动，再绕滚动轴转动，最后绕俯仰轴转动。

S1.2、飞行器根据目标姿态角获取目标四元数。

根据目标姿态角采用3-1-2转序获取目标四元数q_d：

式(2)中，为飞行器的滚动目标姿态角、θd为飞行器的俯仰目标姿态角、ψd为飞行器的偏航目标姿态角。

S1.3、飞行器根据当前四元数和目标四元数，通过连续转动的四元数方法获得偏差四元数dq。

连续转动四元数方法是指：多个坐标变换的四元数转换关系，如从坐标A变换到坐标B的四元数记为q，从坐标B变换到坐标C的四元数记为q，从坐标A变换到坐标C的四元数为q″，那么

偏差四元数变量可定义为dq，dq＝[dq0 dq_v1 dq_v2 dq_v3]^T，偏差四元数变量的矢量部分dqv＝[dq1 dq2 dq3]^T。

获得的偏差四元数dq如式(3)：

$dq=q_d\⊗q^{-1}=\left[\begin{array}{cccc}{q}_{d0}& -q_{d1}& -q_{d2}& -q_{d3}\\ q_{d1}& q_{d0}& q_{d3}& -q_{d2}\\ q_{d2}& -q_{d3}& q_{d0}& q_{d1}\\ q_{d3}& q_{d2}& -q_{d1}& q_{d0}\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}{q}_0\\ -q_1\\ -q_2\\ -q_3\end{array}\right]---\left(3\right)$

式(3)中，q^-1为当前四元数的逆；

q_d0、q_d1、q_d2、q_d3分别为目标四元数q_d的四个元素，q_d＝[q_d0 q_d1 q_d2 q_d3]^T；

q₀、q₁、q₂、q₃分别为飞行器当前四元数q的四个元素，q＝[q₀ q₁ q₂ q₃]^T。

S2、飞行器根据最大机动角速度，结合PD控制方法对偏差四元数进行限幅处理。这里PD控制方法是指：根据姿态角偏差和角速度偏差求解喷气指令，详见下文中式(7)。

S2.1、获取偏差四元数的矢量部分限幅值dqvlim。

记最大机动角速度为ωlim rad/s，记控制的角度增益为kp，记控制的角速度增益为kd，则根据式(4)获取偏差四元数的矢量部分限幅值dqvlim：

$dqv\lim =\frac{\mathrm{\ω}\lim *kd}{kp*2}---\left(4\right).$

S2.2、偏差四元数的矢量部分限幅值处理。

取偏差四元数d_q的矢量部分dq_v1、dq_v2、dq_v3中绝对值最大的量，记为dq_vmax。

若dq_vmax大于偏差四元数的矢量部分的限幅值dqvlim，则对偏差四元数的矢量部分进行限幅处理，限幅后的偏差四元数的矢量部分如式(5)：

${\mathrm{dq}}_{v1\_\lim }={\mathrm{dq}}_{v1}*\frac{dqv\lim }{{\mathrm{dq}}_{vmax}}$

${\mathrm{dq}}_{v2\_\lim }={\mathrm{dq}}_{v2}*\frac{dqv\lim }{{\mathrm{dq}}_{vmax}}$

${\mathrm{dq}}_{v3\_\lim }={\mathrm{dq}}_{v3}*\frac{dqv\lim }{{\mathrm{dq}}_{vmax}}---\left(5\right).$

S3、飞行器根据已限幅的偏差四元数分解滚动、俯仰、偏航三通道的偏差姿态角。

随着机动过程推进，偏差四元数逐步接近0，则根据式(6)简化得到滚动偏差姿态角仰俯偏差姿态角θ_con、偏航偏差姿态角ψ_con的关系式，单位为rad：

θ_con＝-2*dq_{v2_lim}

ψ_con＝-2*dq_{v3_lim} (6)。

S4、飞行器采用PD控制方法得出姿态机动喷气控制指令。

引入控制的三轴姿态角为滚动偏差姿态角仰俯偏差姿态角θ_con、偏航偏差姿态角ψ_con，记为eu_con，引入控制的三轴姿态角速度为ωbo，角度控制增益为kp，角速度控制增益为kd，控制指令记为Tacp，则得到式(7)：

Tacp＝-(kp*eu_con+kd*ωbo)*pi/180 (7)

那么Tacp即为姿态机动喷气控制指令，单位为ms，根据推力器布局分配给相应的推力器实现控制。

本发明算法简单，采用基于偏差四元数的PD控制方法，克服了星体作大角度机动运动时欧拉角描述带来的奇异性；通过对偏差四元数的等比例限幅并结合PD控制规律对最大机动角速度进行限制，在实现最优路径的多轴快速姿态机动控制的同时保证了机动的安全性；采用PD喷气控制，算法简单，控制参数易于调试。

尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。

Claims (10)

1.一种多轴快速姿态机动喷气控制方法，其特征在于，该方法包含：

飞行器获取从当前姿态角转向目标姿态角对应的偏差四元数；

飞行器根据最大机动角速度，结合PD控制方法对偏差四元数进行限幅处理；

飞行器根据已限幅的偏差四元数分解滚动、俯仰、偏航三通道的偏差姿态角；

飞行器采用PD控制方法得出姿态机动喷气控制指令。

2.如权利要求1所述的多轴快速姿态机动喷气控制方法，其特征在于，所述获取偏差四元数包含

飞行器根据当前三轴姿态角获取当前四元数；

飞行器根据目标姿态角获取目标四元数；

飞行器根据当前四元数和目标四元数，通过连续转动的四元数方法获得偏差四元数。

3.如权利要求2所述的多轴快速姿态机动喷气控制方法，其特征在于，所述获取当前四元数包含：

根据当前姿态角采用3-1-2转序获取当前四元数q；

式(1)中，为飞行器当前的滚动姿态角，θ为飞行器当前的俯仰姿态角、ψ为飞行器当前的偏航姿态角。

4.如权利要求2所述的多轴快速姿态机动喷气控制方法，其特征在于，所述获取目标四元数包含：

根据目标姿态角采用3-1-2转序获取目标四元数q_d；

式(2)中，为飞行器的滚动目标姿态角、θd为飞行器的俯仰目标姿态角、ψd为飞行器的偏航目标姿态角。

5.如权利要求2所述的多轴快速姿态机动喷气控制方法，其特征在于，所述偏差四元数dq如式(3)：

$dq=q_d\⊗q^{-1}=\left[\begin{array}{cccc}{q}_{d0}& -q_{d1}& -q_{d2}& -q_{d3}\\ q_{d1}& q_{d0}& q_{d3}& -q_{d2}\\ q_{d2}& -q_{d3}& q_{d0}& q_{d1}\\ q_{d3}& q_{d2}& -q_{d1}& q_{d0}\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}{q}_0\\ -q_1\\ -q_2\\ -q_3\end{array}\right]---\left(3\right)$

式(3)中，q^-1为当前四元数的逆；

q_d0、q_d1、q_d2、q_d3分别为目标四元数qd的四个元素，q_d＝[q_d0 q_d1 q_d2 q_d3]^T；

q₀、q₁、q₂、q₃分别为飞行器当前四元数q的四个元素，q＝[q₀ q₁ q₂ q₃]^T。

6.如权利要求1所述的多轴快速姿态机动喷气控制方法，其特征在于，所述对偏差四元数进行限幅处理包含：

获取偏差四元数的矢量部分限幅值dqvlim；

偏差四元数的矢量部分限幅值处理。

7.如权利要求6所述的多轴快速姿态机动喷气控制方法，其特征在于，所述获取偏差四元数的矢量部分限幅值包含：

记最大机动角速度为ωlim rad/s，记控制的角度增益为kp，记控制的角速度增益为kd，则根据式(4)获取偏差四元数限幅值dqvlim：

$dqv\lim =\frac{\mathrm{\ω}\lim *kd}{kp*2}---\left(4\right).$

8.如权利要求7所述的多轴快速姿态机动喷气控制方法，其特征在于，所述偏差四元数的矢量部分限幅值处理包含：

取偏差四元数d_q的矢量部分dq_v1、dq_v2、dq_v3中绝对值最大的量，记为dq_vmax；

若dq_vmax大于偏差四元数的矢量部分的限幅值dqvlim，则对偏差四元数的矢量部分进行限幅处理，限幅后的偏差四元数的矢量部分如式(5)：

${\mathrm{dq}}_{v1\_\lim }={\mathrm{dq}}_{v1}*\frac{dqv\lim }{{\mathrm{dq}}_{vmax}}$

${\mathrm{dq}}_{v2\_\lim }={\mathrm{dq}}_{v2}*\frac{dqv\lim }{{\mathrm{dq}}_{v\max }}$

${\mathrm{dq}}_{v3\_\lim }={\mathrm{dq}}_{v3}*\frac{dqv\lim }{{\mathrm{dq}}_{vmax}}---\left(5\right).$

9.如权利要求8所述的多轴快速姿态机动喷气控制方法，其特征在于，所述飞行器根据已限幅的偏差四元数分解滚动、俯仰、偏航三通道的偏差姿态角包含：

随着机动过程推进，偏差四元数逐步接近0，则根据式(6)简化得到滚动偏差姿态角仰俯偏差姿态角θ_con、偏航偏差姿态角ψ_con的关系式，单位为rad：

θ_con＝-2*dq_{v2_lim}

ψ_con＝-2*dq_{v3_lim} (6)。

10.如权利要求1或9所述的多轴快速姿态机动喷气控制方法，其特征在于，所述飞行器采用PD控制方法得出姿态机动喷气控制指令包含：

引入控制的三轴姿态角为滚动偏差姿态角仰俯偏差姿态角θ_con、偏航偏差姿态角ψ_con，记为eu_con，引入控制的三轴姿态角速度为ωbo，角度控制增益为kp，角速度控制增益为kd，控制指令记为Tacp，则得到式(7)：

Tacp＝-(kp*eu_con+kd*ωbo)*pi/180 (7)

那么Tacp即为姿态机动喷气控制指令，单位为ms，根据推力器布局分配给相应的推力器实现控制。