CN110162070B - 末端自由边界约束下的三轴姿态运动轨迹规划系统及方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种末端自由边界约束下的三轴姿态运动轨迹规划系统及方法,用于解决指令姿态角、指令姿态角速率受限、姿态机动时间间隔过长且末端姿态角、姿态角速率和姿态角加速率受时间变量约束条件下的三轴姿态机动的平滑轨迹规划问题。本发明采用高阶平滑的权重函数连接姿态机动的首末状态,通过不等式缩放估计姿态机动需要的时间并满足指令姿态角速率、姿态角加速率幅值限制,通过根据微分关系生成姿态机动的指令姿态角速率和姿态角加速率,满足长时间间隔下末端自由边界约束条件。本发明较最优控制方法更易于星上代码实现,对于有同类机动需求的其它卫星也具有借鉴意义。
Description
技术领域
本发明涉及一种末端自由边界约束下的三轴姿态运动轨迹规划系统及方法,特别是利用权重系数在指令姿态角速率和角加速率幅值受限、姿态机动时间间隔过长且末端姿态角、姿态角速率和姿态角加速率受时间变量约束条件下的三轴姿态机动的平滑轨迹规划方法,属于轨迹规划技术领域。
背景技术
地球同步轨道运行的遥感成像卫星,为配合载荷工作需要完成姿态导引、姿态偏置、地面目标点指向等姿态指向工作。为实现上述姿态指向状态的切换,卫星需要通过大角度姿态机动实现上述三轴指向姿态的转换。由于微波遥感成像卫星安装有大型挠性附件(如天线、太阳翼等),并且所安装的姿态控制执行机构(如动量轮等)提供的用于姿态机动的角速率和角加速率能力有限,所以需要对姿态机动的轨迹进行规划,一方面保证姿态机动的轨迹平滑避免激励挠性附件振动,另一方面保证在指令姿态角速率和角加速率限制的范围内快速的完成两种姿态指向状态的转换。
目前,关于姿态机动的轨迹方法主要包括两类,一类是将姿态机动轨迹规划问题转化为多约束条件下的两点边值问题并通过最优化方法进行求解,计算量较大,不利于星上代码实现(Time-optimal spacecraft attitude maneuver path planning underboundary and pointing constraints,Acta Astronautica,2017,137:128-137);另一类是设计姿态机动轨迹的时间函数在满足姿态角速率和角加速率约束的条件下实现姿态初始、结束状态的平滑连接,目前的研究主要是解决了末端状态固定条件下机动轨迹规划问题(一种基于多项式的卫星姿态机动方法,CN201410151622.4)。
遥感成像卫星在执行机构输出力矩和角动量受限的条件下进行三轴姿态大角度机动,需要解决姿态机动时间间隔过长且末端姿态角、姿态角速率和姿态角加速率受时间变量约束的问题。为此,本发公开了一种满足末端自由边界约束条件的长时间隔三轴复杂姿态运动轨迹规划方法,首先根据姿态机动开始时刻卫星当前标称姿态与目标姿态的三轴姿态角、姿态角速率和姿态角加速率估算卫星姿态机动过程中的加、减速时间与匀速滑行时间,其次根据加、减速时间与匀速滑行时间实时计算高阶平滑权重函数及其一阶导数和二阶导数;然后根据卫星姿态机动开始时刻的姿态角、姿态角速率和姿态角加速率,当前时刻的目标姿态角、姿态角速率和姿态角加速率以及平滑权重函数和其一阶导数、二阶导数计算当前时刻三轴姿态的指令姿态角、姿态角速率和姿态角加速率,最后根据指令姿态角、姿态角速率和姿态角加速率计算姿态控制需要的指令四元数、指令角速率和前馈补偿力矩。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术的不足,提供一种末端自由边界约束下的三轴姿态运动轨迹规划系统及方法,以解决指令姿态角、指令姿态角速率受限、姿态机动时间间隔过长且末端姿态角、姿态角速率和姿态角加速率受时间变量约束条件下的三轴姿态机动的平滑轨迹规划问题。
本发明目的通过如下技术方案予以实现:
提供一种末端自由边界约束下的三轴姿态运动轨迹规划系统,包括姿态机动时间估计模块、平滑权重函数计算模块、指令姿态计算模块、指令变量计算模块;
姿态机动时间估计模块获取姿态机动开始时刻的卫星的标称姿态信息和目标姿态信息,计算获得姿态机动加、减速的时间长度T1,匀速滑行时间长度T2;
指令变量计算模块根据指令姿态角、姿态角速率以及姿态角加速率计算本体系相对于惯性系的姿态指令四元数qBICmd,本体系相对于惯性系的姿态指令角速度ωBICmd,本体系下的前馈补偿力矩TBCmd,并输出至星上控制器。
优选的,姿态机动时间估计模块计算获得姿态机动加、减速的时间长度T1,匀速滑行时间长度T2的方法为:
1.1获取开始时刻的卫星的姿态信息,包括:开始时刻t0,标称的滚动、俯仰、偏航三轴姿态角θC0、ψC0、滚动、俯仰、偏航姿态角速率 滚动、俯仰、偏航姿态角加速率目标的滚动、俯仰、偏航三轴姿态角θT0、ψT0、目标滚动、俯仰、偏航姿态角速率 目标滚动、俯仰、偏航姿态角加速率
1.4计算姿态机动加、减速的时间长度T1,匀速滑行时间长度T2,具体计算方法为:如果T12max>T1max,则T1=T1max,T2=T12max-T1;否则,T1=T12max,T2=0;其中,T1max为滚动、俯仰、偏航姿态机动加、减速的时间长度的最大值,具体计算公式为:
如果τ≥0且τ<T1,则
如果τ≥T1且τ<T1+T2,则
如果τ≥T1+T2且τ<2T1+T2,则
其中,时间变量τ,等于t-t0,t为星上时刻;参数m等于140/(T1(T1+T2));
优选的,指令姿态计算模块计算指令姿态角、姿态角速率以及姿态角加速率的具体方法为:
3.2计算滚动、俯仰、偏航指令姿态角:
3.3计算滚动、俯仰、偏航指令姿态角速率:
3.4计算滚动、俯仰、偏航指令姿态角加速率:
优选的,指令变量计算模块计算本体系相对于惯性系的姿态指令四元数qBICmd具体方法为:
计算本体系相对于轨道系的姿态转移矩阵CBOCmd,具体计算公式为
其中,矩阵CBOCmd各组成元素的计算公式为
根据本体系相对于轨道系的姿态转移矩阵CBOCmd、轨道系相对于惯性系的姿态转移矩阵COI,计算本体系相对于惯性系的姿态转移矩阵CBICmd,具体计算公式为:
根据本体系相对于惯性系的姿态转移矩阵CBICmd,计算本体系相对于惯性系的姿态四元数qBICmd,具体计算公式为
其中,姿态四元数qBICmd各组成元素的计算公式为
优选的,指令变量计算模块计算本体系相对于惯性系的姿态指令角速度ωBICmd的具体方法为:
计算本体系相对于轨道系的姿态指令角速度ωBOCmd,具体计算公式如下:
则本体系相对于惯性系的姿态指令角速度ωBICmd表示为:
其中,ωOrb为轨道角速度;ωBICmdx、ωBICmdy、ωBICmdz分别为本体系相对于惯性系的姿态指令角速度的滚动、俯仰、偏航三轴分量。
优选的,指令变量计算模块计算本体系下的前馈补偿力矩TBCmd的具体方法为:
计算本体系相对于轨道系的指令姿态角加速度αBOCmd,具体计算公式如下:
其中,滚动、俯仰、偏航各轴的指令姿态角加速度αBOCmdx、αBOCmdy、αBOCmdz的具体计算公式为:
根据本体系相对于轨道系的指令姿态角加速度αBOCmd,计算本体系下的前馈补偿力矩TBCmd,具体计算公式如下:
其中,IB为航天器的转动惯量矩阵;TBCmdx、TBCmdy、TBCmdz为本体系下的前馈补偿力矩的滚动、俯仰、偏航三轴分量。
同时提供一种末端自由边界约束下的三轴姿态运动轨迹规划方法,包括如下步骤:
(1)获取开始时刻的卫星的姿态信息,计算获得姿态机动加、减速的时间长度T1,匀速滑行时间长度T2;
(4)根据指令姿态角、姿态角速率以及姿态角加速率,计算本体系相对于惯性系的姿态指令四元数qBICmd,本体系相对于惯性系的姿态指令角速度ωBICmd,本体系下的前馈补偿力矩TBCmd,并输出至星上控制器,星上控制器按照指令进行复合控制。
优选的,步骤(1)中计算获得姿态机动加、减速的时间长度T1,匀速滑行时间长度T2的方法为:
1.1获取开始时刻的卫星的姿态信息,包括:开始时刻t0,标称的滚动、俯仰、偏航三轴姿态角θC0、ψC0、滚动、俯仰、偏航姿态角速率 滚动、俯仰、偏航姿态角加速率目标的滚动、俯仰、偏航三轴姿态角θT0、ψT0、目标滚动、俯仰、偏航姿态角速率 目标滚动、俯仰、偏航姿态角加速率
1.4计算姿态机动加、减速的时间长度T1,匀速滑行时间长度T2,具体计算方法为:如果T12max>T1max,则T1=T1max,T2=T12max-T1;否则,T1=T12max,T2=0;其中,T1max为滚动、俯仰、偏航姿态机动加、减速的时间长度的最大值,具体计算公式为:
如果τ≥0且τ<T1,则
如果τ≥T1且τ<T1+T2,则
如果τ≥T1+T2且τ<2T1+T2,则
其中,时间变量τ,等于t-t0,t为星上时刻;参数m等于140/(T1(T1+T2));
优选的,步骤(3)中计算指令姿态角、姿态角速率以及姿态角加速率的具体方法为:
3.2计算滚动、俯仰、偏航指令姿态角:
3.3计算滚动、俯仰、偏航指令姿态角速率:
3.4计算滚动、俯仰、偏航指令姿态角加速率:
优选的,步骤(4)中计算本体系相对于惯性系的姿态指令四元数qBICmd具体方法为:
计算本体系相对于轨道系的姿态转移矩阵CBOCmd,具体计算公式为
其中,矩阵CBOCmd各组成元素的计算公式为
根据本体系相对于轨道系的姿态转移矩阵CBOCmd、轨道系相对于惯性系的姿态转移矩阵COI,计算本体系相对于惯性系的姿态转移矩阵CBICmd,具体计算公式为:
根据本体系相对于惯性系的姿态转移矩阵CBICmd,计算本体系相对于惯性系的姿态四元数qBICmd,具体计算公式为
其中,姿态四元数qBICmd各组成元素的计算公式为
优选的,步骤(4)中计算本体系相对于惯性系的姿态指令角速度ωBICmd的具体方法为:
计算本体系相对于轨道系的姿态指令角速度ωBOCmd,具体计算公式如下:
则本体系相对于惯性系的姿态指令角速度ωBICmd表示为:
其中,ωOrb为轨道角速度;ωBICmdx、ωBICmdy、ωBICmdz分别为本体系相对于惯性系的姿态指令角速度的滚动、俯仰、偏航三轴分量。
优选的,步骤(4)中计算本体系下的前馈补偿力矩TBCmd的具体方法为:
计算本体系相对于轨道系的指令姿态角加速度αBOCmd,具体计算公式如下:
其中,滚动、俯仰、偏航各轴的指令姿态角加速度αBOCmdx、αBOCmdy、αBOCmdz的具体计算公式为:
根据本体系相对于轨道系的指令姿态角加速度αBOCmd,计算本体系下的前馈补偿力矩TBCmd,具体计算公式如下:
其中,IB为航天器的转动惯量矩阵;TBCmdx、TBCmdy、TBCmdz为本体系下的前馈补偿力矩的滚动、俯仰、偏航三轴分量。
本发明与现有技术相比具有如下优点:
(1)本发明采用高阶平滑的权重函数连接姿态机动的首末状态,通过不等式缩放估计姿态机动需要的时间并满足指令姿态角速率、姿态角加速率幅值限制,通过根据微分关系生成姿态机动的指令姿态角速率和姿态角加速率,满足长时间间隔下末端自由边界约束条件。
(2)本发明较最优控制方法更易于星上代码实现,对于有同类机动需求的其它卫星也具有借鉴意义。
附图说明
图1为本发明末端自由边界约束下的三轴姿态运动轨迹规划系统示意图;
图2为仿真获得的姿态机动过程中规划的指令姿态角;
图3为仿真获得的姿态机动过程中规划的指令姿态角速率;
图4为仿真获得的姿态机动过程中规划的指令姿态角加速率;
图5为仿真获得的姿态机动过程中规划的指令姿态四元数;
图6为仿真获得的姿态机动过程中规划的指令姿态角速度
图7为仿真获得的姿态机动过程中规划的前馈补偿力矩;
图8为仿真获得的姿态机动过程中的姿态角动力学仿真结果;
图9为仿真获得的姿态机动过程中的姿态角速度动力学仿真结果。
具体实施方式
本发明末端自由边界约束下的三轴姿态运动轨迹规划系统主要由4个模块组成,分别为姿态机动时间估计模块101、平滑权重函数计算模块102、指令姿态计算模块103、指令变量计算模块104,如图1所示。
一、姿态机动时间估计模块101
获取开始时刻的卫星的姿态信息,计算姿态机动加、减速的时间长度T1(单位s),匀速滑行时间长度T2(单位s),根据姿态机动具体计算流程如下:
1.1获取开始时刻的卫星的姿态信息。包括开始时刻t0(单位s),标称的滚动、俯仰、偏航三轴姿态角(θC0、ψC0,单位rad)、滚动、俯仰、偏航姿态角速率(单位rad/s)、滚动、俯仰、偏航姿态角加速率(单位rad/s2),目标的滚动、俯仰、偏航三轴姿态角(θT0、ψT0,单位rad)、目标滚动、俯仰、偏航姿态角速率(单位rad/s)、目标滚动、俯仰、偏航姿态角加速率(单位rad/s2)。
1.2分别计算滚动姿态机动加、减速的时间与均加速时间之和的长度(单位s),俯仰姿态机动加、减速的时间与均加速时间之和的长度T12θ(单位s),偏航姿态机动加、减速的时间与均加速时间之和的长度T12ψ(单位s),具体计算公式如下:
1.4计算姿态机动加、减速的时间长度T1(单位s),匀速滑行时间长度T2(单位s),具体计算方法为:如果T12max>T1max,则T1=T1max,T2=T12max-T1;否则,T1=T12max,T2=0。其中,T1max为滚动、俯仰、偏航姿态机动加、减速的时间长度的最大值,具体计算公式为
二、平滑权重函数计算模块102
如果τ≥0且τ<T1,则
否则,如果τ≥T1且τ<T1+T2,则
否则,如果τ≥T1+T2且τ<2T1+T2,则
其中,时间变量τ,等于t-t0,单位s;参数m,等于140/(T1(T1+T2)),单位1/s2;
三、指令姿态计算模块103
根据姿态机动开始时刻t0(单位s)标称的三轴姿态角(θC0、ψC0,单位rad)、姿态角速率(单位rad/s)、姿态角加速率( 单位rad/s2),实时获取星上时刻t(单位s)目标的三轴姿态角(θTt、ψTt,单位rad)、姿态角速率(单位rad/s)、姿态角加速率( 单位rad/s2),平滑权重函数s及其一阶导数(单位,1/s)和二阶导数(单位,1/s2),计算滚动、俯仰、偏航指令姿态角(θCmd、ψCmd,单位rad)、姿态角速率(单位rad/s)、姿态角加速率( 单位rad/s2),具体计算流程如下:
3.2计算指令姿态角
3.3计算指令姿态角速率
3.4计算指令姿态角加速率
四、指令变量计算模块104
根据滚动、俯仰、偏航指令姿态角(θCmd、ψCmd,单位rad)、指令姿态角速率(单位rad/s)、指令姿态角加速率( 单位rad/s2),计算本体系相对于惯性系的姿态指令四元数qBICmd,本体系相对于惯性系的姿态指令角速度ωBICmd,本体系下的前馈补偿力矩TBCmd,具体计算流程如下:
4.1计算本体系相对于惯性系的姿态指令四元数
其中,矩阵CBOCmd各组成元素的计算公式为
根据本体系相对于轨道系的姿态转移矩阵CBOCmd、轨道系相对于惯性系的姿态转移矩阵COI,计算本体系相对于惯性系的姿态转移矩阵CBICmd,具体计算公式为
根据本体系相对于惯性系的姿态转移矩阵CBICmd,计算本体系相对于惯性系的姿态四元数qBICmd,具体计算公式为
其中,姿态四元数qBICmd各组成元素的计算公式为
4.2本体系相对于惯性系的姿态指令角速度
则本体系相对于惯性系的姿态指令角速度ωBICmd可以表示为
其中,ωOrb为轨道角速度,单位rad/s;ωBICmdx、ωBICmdy、ωBICmdz分别为本体系相对于惯性系的姿态指令角速度的三轴分量,单位rad/s。
4.3本体系下的前馈补偿力矩
根据滚动、俯仰、偏航指令姿态角(θCmd、ψCmd,单位rad)、指令姿态角速率(单位rad/s)、指令姿态角加速率( 单位rad/s2),计算本体系相对于轨道系的指令姿态角加速度αBOCmd(单位,rad/s2),具体计算公式如下:
其中,滚动、俯仰、偏航各轴的指令姿态角加速度αBOCmdx(单位,rad/s2)、αBOCmdy(单位,rad/s2)、αBOCmdz(单位,rad/s2)的具体计算公式为
根据本体系相对于轨道系的指令姿态角加速度αBOCmd(单位,rad/s2),计算本体系下的前馈补偿力矩TBCmd(单位,Nm),具体计算公式如下:
其中,IB为航天器的转动惯量矩阵(单位,kgm2);TBCmdx、TBCmdy、TBCmdz为本体系下的前馈补偿力矩的三轴分量,单位Nm。
4.4指令变量计算模块104输出姿态指令四元数qBICmd,本体系相对于惯性系的姿态指令角速度ωBICmd,本体系下的前馈补偿力矩TBCmd给星上控制器,星上控制器按照指令进行复合控制。
为验证本发明的有效性,采用数学仿真方法对所述一种满足末端自由边界约束条件的长时间隔三轴复杂姿态运动轨迹规划方法进行验证。图2给出了卫星由地面目标点指向姿态机动到导引姿态规划的指令姿态角,图3给出了卫星由地面目标点指向姿态机动到导引姿态规划的指令姿态角速率,图4给出了卫星由地面目标点指向姿态机动到导引姿态规划的指令姿态角加速率,图5给出了卫星由地面目标点指向姿态机动到导引姿态规划的指令姿态四元数,图6给出了卫星由地面目标点指向姿态机动到导引姿态规划的指令姿态角速度,图7给出了卫星由地面目标点指向姿态机动到导引姿态规划的前馈补偿力矩,图8给出了卫星由地面目标点指向姿态机动到导引姿态的姿态角动力学仿真结果,图9给出了卫星由地面目标点指向姿态机动到导引姿态的姿态角速度动力学仿真结果。仿真结果表明,本发明所述方法有效实现了指令姿态四元数、指令姿态角速度、前馈补偿力矩的平滑过渡。
以上所述,仅为本发明最佳的具体实施方式,但本发明的保护范围并不局限于此,任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内,可轻易想到的变化或替换,都应涵盖在本发明的保护范围之内。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。
Claims (14)
1.一种末端自由边界约束下的三轴姿态运动轨迹规划系统,其特征在于,包括姿态机动时间估计模块(101)、平滑权重函数计算模块(102)、指令姿态计算模块(103)、指令变量计算模块(104);
姿态机动时间估计模块(101)获取姿态机动开始时刻的卫星的标称姿态信息和目标姿态信息,计算获得姿态机动加、减速的时间长度T1,匀速滑行时间长度T2;
指令变量计算模块(104)根据指令姿态角、姿态角速率以及姿态角加速率计算本体系相对于惯性系的姿态指令四元数qBICmd,本体系相对于惯性系的姿态指令角速度ωBICmd,本体系下的前馈补偿力矩TBCmd,并输出至星上控制器。
2.根据权利要求1所述的末端自由边界约束下的三轴姿态运动轨迹规划系统,其特征在于,姿态机动时间估计模块(101)计算获得姿态机动加、减速的时间长度T1,匀速滑行时间长度T2的方法为:
1.1获取开始时刻的卫星的姿态信息,包括:开始时刻t0,标称的滚动、俯仰、偏航三轴姿态角θC0、ψC0、滚动、俯仰、偏航姿态角速率 滚动、俯仰、偏航姿态角加速率目标的滚动、俯仰、偏航三轴姿态角θT0、ψT0、目标滚动、俯仰、偏航姿态角速率 目标滚动、俯仰、偏航姿态角加速率
5.根据权利要求4所述的末端自由边界约束下的三轴姿态运动轨迹规划系统,其特征在于,指令变量计算模块(104)计算本体系相对于惯性系的姿态指令四元数qBICmd具体方法为:
计算本体系相对于轨道系的姿态转移矩阵CBOCmd,具体计算公式为
其中,矩阵CBOCmd各组成元素的计算公式为
根据本体系相对于轨道系的姿态转移矩阵CBOCmd、轨道系相对于惯性系的姿态转移矩阵COI,计算本体系相对于惯性系的姿态转移矩阵CBICmd,具体计算公式为:
根据本体系相对于惯性系的姿态转移矩阵CBICmd,计算本体系相对于惯性系的姿态四元数qBICmd,具体计算公式为
其中,姿态四元数qBICmd各组成元素的计算公式为
8.一种末端自由边界约束下的三轴姿态运动轨迹规划方法,其特征在于,包括如下步骤:
(1)获取开始时刻的卫星的姿态信息,计算获得姿态机动加、减速的时间长度T1,匀速滑行时间长度T2;
(4)根据指令姿态角、姿态角速率以及姿态角加速率,计算本体系相对于惯性系的姿态指令四元数qBICmd,本体系相对于惯性系的姿态指令角速度ωBICmd,本体系下的前馈补偿力矩TBCmd,并输出至星上控制器,星上控制器按照指令进行复合控制。
9.根据权利要求8所述的末端自由边界约束下的三轴姿态运动轨迹规划方法,其特征在于,步骤(1)中计算获得姿态机动加、减速的时间长度T1,匀速滑行时间长度T2的方法为:
1.1获取开始时刻的卫星的姿态信息,包括:开始时刻t0,标称的滚动、俯仰、偏航三轴姿态角θC0、ψC0、滚动、俯仰、偏航姿态角速率 滚动、俯仰、偏航姿态角加速率目标的滚动、俯仰、偏航三轴姿态角θT0、ψT0、目标滚动、俯仰、偏航姿态角速率 目标滚动、俯仰、偏航姿态角加速率
12.根据权利要求11所述的末端自由边界约束下的三轴姿态运动轨迹规划方法,其特征在于,步骤(4)中计算本体系相对于惯性系的姿态指令四元数qBICmd具体方法为:
计算本体系相对于轨道系的姿态转移矩阵CBOCmd,具体计算公式为
其中,矩阵CBOCmd各组成元素的计算公式为
根据本体系相对于轨道系的姿态转移矩阵CBOCmd、轨道系相对于惯性系的姿态转移矩阵COI,计算本体系相对于惯性系的姿态转移矩阵CBICmd,具体计算公式为:
根据本体系相对于惯性系的姿态转移矩阵CBICmd,计算本体系相对于惯性系的姿态四元数qBICmd,具体计算公式为
其中,姿态四元数qBICmd各组成元素的计算公式为
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- 2019-05-15 CN CN201910403180.0A patent/CN110162070B/zh active Active
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Publication number | Publication date |
---|---|
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