CN111483618B - 一种适用于火星探测的多指向驱动任务自主管理控制方法 - Google Patents

一种适用于火星探测的多指向驱动任务自主管理控制方法 Download PDF

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Abstract

一种适用于火星探测的多指向驱动任务自主管理控制方法，包含以下步骤：S1、根据火星探测器的太阳翼安装和驱动轴、定向天线的驱动轴以及X中继天线的驱动轴的驱动约束，结合在轨太阳矢量、地球矢量及着陆器矢量，在标称姿态基准上建立可多指向覆盖的小幅动态姿态基准，提供多转动部件自主管理的可行姿态；S2、按照S1中建立的动态姿态基准，根据太阳翼转动范围约束、定向天线转动范围约束以及X中继转动范围约束，自主动态跟踪指向各自目标，在超出转动约束范围后，自主反馈姿态基准动态调整，实现多转动同时指向。本发明方法简单可行，减少不同转动部件在轨分时工作的压力。

Description

一种适用于火星探测的多指向驱动任务自主管理控制方法
技术领域
本发明涉及一种适用于火星探测的多指向驱动任务自主管理控制方法，属于探测器姿态控制及驱动控制技术领域。
背景技术
我国将于2020年发射火星探测器，一次实现“绕”、“落”、“巡”的常规三步走流程。火星探测入轨后，为保障能源供应，应保障太阳翼法线指向太阳，为保障测控数传功能，应保障对地天线指向地球，为保障着陆器有效数据中继，应保障X中继天线指向着陆器；但由于太阳、地球及着陆器的矢量约束以及太阳翼安装、定向天线安装、X中继天线安装的约束，导致按照固定姿态基准进行控制无法保障同时指向，而简单的对探测器进行按功能分时工作，则造成在轨效率低下。
发明内容
本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种适用于火星探测的多指向驱动任务自主管理控制方法，方法简单可行，降低为保障各自功能导致的任务时长增加，提高在轨工作效率。具体包含以下步骤：S1、根据火星探测器的太阳翼安装和驱动轴、定向天线的驱动轴以及X中继天线的驱动轴的驱动约束，结合在轨太阳矢量、地球矢量及着陆器矢量，在标称姿态基准上建立可多指向覆盖的小幅动态姿态基准，提供多转动部件自主管理的可行姿态；S2、按照S1中建立的动态姿态基准，根据太阳翼转动范围约束、定向天线转动范围约束以及X中继转动范围约束，自主动态跟踪指向各自目标，在超出转动约束范围后，自主反馈姿态基准动态调整，实现多转动同时指向。本发明以能源、测控通信及中继通信为保障，提出一种适用于火星探测的多转动部件自主管理控制方法，实现驱动范围约束受限下的自主调整，保障太阳翼对日、天线对地及X中继天线对着陆器的同时指向，方法简单可行，减少不同转动部件在轨分时工作的压力。
本发明目的通过以下技术方案予以实现：
一种适用于火星探测的多指向驱动任务自主管理控制方法，包括如下步骤：
S1、建立偏置对火姿态基准；
S2、在偏置对火姿态基准下，计算探测器本体系下探测器到太阳、探测器到地球、探测器到着陆器的单位矢量；然后计算太阳翼驱动角，定向天线驱动角，中继天线驱动角；
S3、根据太阳翼驱动角范围约束，定向天线驱动角范围约束，中继天线驱动角范围约束，计算姿态基准修正量；然后修正偏置对火姿态基准，完成多驱动指向任务的闭环控制。
上述适用于火星探测的多指向驱动任务自主管理控制方法，优选的，S2中，首先计算太阳翼驱动角，然后计算定向天线驱动角，最后计算中继天线驱动角。
上述适用于火星探测的多指向驱动任务自主管理控制方法，优选的，S2中，太阳翼驱动角为一维驱动角，定向天线驱动角为二维驱动角，中继天线驱动角为二维驱动角。
上述适用于火星探测的多指向驱动任务自主管理控制方法，优选的，该多指向驱动任务自主管理控制方法应用于探测器环绕火星飞行过程。
上述适用于火星探测的多指向驱动任务自主管理控制方法，优选的，应用该多指向驱动任务自主管理控制方法的探测器采用PID控制器进行闭环控制。
上述适用于火星探测的多指向驱动任务自主管理控制方法，优选的，S3中，采用迭代方法计算姿态基准修正量。
上述适用于火星探测的多指向驱动任务自主管理控制方法，优选的，S3中，首先计算定向天线超出限幅修正量、太阳翼超出限幅修正量、中继天线超出限幅修正量；然后计算基于中继天线超出限幅修正量的偏置对火姿态基准、基于定向天线超出限幅修正量的偏置对火姿态基准、基于太阳翼超出限幅修正量的偏置对火姿态基准。
上述适用于火星探测的多指向驱动任务自主管理控制方法，优选的，根据基于太阳翼超出限幅修正量的偏置对火姿态基准、当前星敏测量的探测器姿态，解算误差四元数，利用误差四元数进行闭环控制。
上述适用于火星探测的多指向驱动任务自主管理控制方法，优选的，依次计算基于中继天线超出限幅修正量的偏置对火姿态基准、基于定向天线超出限幅修正量的偏置对火姿态基准、基于太阳翼超出限幅修正量的偏置对火姿态基准。
上述适用于火星探测的多指向驱动任务自主管理控制方法，优选的，首先计算基于中继天线超出限幅修正量的偏置对火姿态基准用于更新S1的偏置对火姿态基准，然后重复S2～S3，计算基于定向天线超出限幅修正量的偏置对火姿态基准用于更新S1的偏置对火姿态基准，然后重复S2～S3，计算基于太阳翼超出限幅修正量的偏置对火姿态基准。
本发明相比于现有技术具有如下有益效果：
(1)本方法具备多驱动约束条件下同时保障驱动指向能力的特点，基于初始特定的姿态基准，根据不同驱动机构的限幅进行动态调整姿态基准；
(2)本方法基于指向目标进行初始姿态基准的修正，可以降低超过3个驱动指向时对于特定姿态基准的依赖；
(3)本方法按照层级进行对基准修正，首先考虑X中继天线驱动限幅约束、再次考虑定向天线驱动限幅的约束，最后考虑太阳翼驱动限幅约束，是以保障在轨短时通信为目标的；
(4)本方法对不同姿态基准的修正量考虑为当前值于限幅值的差，是考虑机构驱动约束情况下的一种最小修正策略。
附图说明
图1为本发明方法步骤流程图；
图2为太阳翼安装及旋转极性示意图；
图3为火星探测对地天线驱动关节示意图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步详细描述。
一种适用于火星探测的多指向驱动任务自主管理控制方法，该多指向驱动任务自主管理控制方法应用于探测器环绕火星飞行过程，探测器采用PID控制器进行闭环控制，如图1所示。
具体包括如下步骤：
S1、建立偏置对火姿态基准；
S2、在偏置对火姿态基准下，计算探测器本体系下探测器到太阳、探测器到地球、探测器到着陆器的单位矢量；计算太阳翼驱动角、定向天线驱动角、中继天线驱动角；
S3、根据太阳翼驱动角范围约束、定向天线驱动角范围约束、中继天线驱动角范围约束，首先计算定向天线超出限幅修正量、太阳翼超出限幅修正量、中继天线超出限幅修正量；然后计算基于中继天线超出限幅修正量的偏置对火姿态基准用于更新S1的偏置对火姿态基准，然后重复S2～S3，计算基于定向天线超出限幅修正量的偏置对火姿态基准用于更新S1的偏置对火姿态基准，然后重复S2～S3，计算基于太阳翼超出限幅修正量的偏置对火姿态基准；最后根据基于太阳翼超出限幅修正量的偏置对火姿态基准、当前星敏测量的探测器姿态，解算误差四元数，利用误差四元数进行闭环控制，完成多驱动指向任务的闭环控制。
实施例：
一种适用于火星探测的多指向驱动任务动态规划方法，用于在轨飞行过程，利用实时计算不同目标的物理约束，结合自身驱动能力，动态规划姿态基准。
该多指向驱动任务动态规划方法包含以下步骤：
S1、定义火星探测器本体坐标系为OhXhYhZh，两翼太阳翼沿正负OhYh轴向安装，且具备绕OhYh轴一维转动能力；定向天线展开后电轴指向负OhZh轴，且具备绕本体OhXh、OhYh的二维转动能力；X中继天线电轴在YhOhZh平面内，与OhZh轴夹角45°，且具备绕本体OhXh及OhZh的二维转动能力。环绕火星飞行过程中，中继通信弧段采用偏置对火姿态基准(在轨道坐标系基础上绕X轴正转45°；轨道坐标系：本体OhZh指向地心，OhYh沿轨道面负法向，OhXh满足右手定则)。在偏置对火姿态基准下，计算探测器本体系下探测器到太阳、探测器到地球以及探测器到着陆器的矢量。结合太阳翼安装矩阵Rs，定向天线安装矩阵Rd，X中继天线安装矩阵Rx，计算太阳翼一维驱动角βs，定向天线二维驱动角αd、βd，X中继天线二维驱动角αx，βx。如图2和图3所示。
建立偏置对火姿态基准qoi。
Figure GDA0003162692270000051
Figure GDA0003162692270000052
qoi＝C2Q(Coi)
其中，
Figure GDA0003162692270000053
分别为本体的X、Y、Z轴在惯性系下的投影矢量；Coi为火星J2000惯性系到本体系的姿态转换矩阵；
Figure GDA0003162692270000054
为火星J2000惯性系下的探测器位置矢量，
Figure GDA0003162692270000055
为火星J2000惯性系下的探测器速度矢量；C2Q为由姿态矩阵转为姿态四元数的处理算法。
S2、计算本体系下的太阳单位矢量
Figure GDA0003162692270000056
地球单位矢量
Figure GDA0003162692270000057
及着陆器单位矢量
Figure GDA0003162692270000058
Figure GDA0003162692270000059
Figure GDA0003162692270000061
Figure GDA0003162692270000062
其中，
Figure GDA0003162692270000063
为火星J2000惯性系下的太阳矢量，
Figure GDA0003162692270000064
为火星J2000惯性系下的地球矢量，
Figure GDA0003162692270000065
为火星J2000惯性系下的着陆器矢量。
计算太阳翼一维驱动角βs，定向天线二维驱动角αd、βd，X中继天线二维驱动角αx，βx
首先计算太阳翼一维驱动角βs：
Figure GDA0003162692270000066
Figure GDA0003162692270000067
其次计算定向天线二维驱动角：
Figure GDA0003162692270000068
Figure GDA0003162692270000069
Figure GDA00031626922700000610
然后计算X中继天线二维驱动角：
Figure GDA00031626922700000611
Figure GDA00031626922700000612
Figure GDA0003162692270000071
其中，
Figure GDA0003162692270000072
分别为太阳翼坐标系、定向天线坐标系及X中继坐标系下的太阳翼、地球及着陆器矢量。
S3、根据S2中计算的太阳翼驱动角、定向天线驱动角及X中继天线驱动角，结合太阳翼驱动角范围约束βs∈[0,360]，定向天线驱动角范围约束αd,βd∈[-60,60]，X中继天线驱动角范围约束αx,βx∈[-51,51]，计算姿态基准修正量Δq，并反馈修正偏置对火姿态基准，实现多驱动指向任务的基准动态规划。
S3.1、计算驱动机构角度约束对应的最小修正量。
首先计算定向天线超出限幅的修正量dqd。
Figure GDA0003162692270000073
Figure GDA0003162692270000074
Figure GDA0003162692270000075
其中，αdmin,αdmax分别为定向天线αd的最小及最大限幅；βdmin,βdmax分别为定向天线βd的最小及最大限幅；
Figure GDA0003162692270000076
分别为定向天线二维驱动轴在探测器本体系下的投影。
然后，根据上述方法，同理利用太阳翼驱动角范围约束替换定向天线驱动角范围约束、太阳翼驱动角替换定向天线驱动角后(因太阳翼驱动为一维驱动角，因此仅计算获得Φ2，利用Φ2获得dqs)，可计算得到太阳翼超出限幅的修正量dqs；利用X中继天线驱动角范围约束替换定向天线驱动角范围约束、X中继天线驱动角替换定向天线驱动角后，可计算得到X中继天线超出限幅的修正量dqx。
S3.2、分步计算不同驱动机构的基准修正量。
首先基于X中继天线修正量dqx计算修正后的偏置对火姿态基准q′oi。
Figure GDA0003162692270000081
将q′oi重新带入S2中，计算太阳翼及定向天线的驱动角，并在此计算定向天线修正量dqd及太阳翼修正量dqs。
然后基于定向天线天线修正量dqd计算修正后的偏置对火姿态基准q″oi。
Figure GDA0003162692270000082
将q″oi重新带入S2中，计算太阳翼的驱动角，并再次计算太阳翼修正量dqs。
最后基于太阳翼修正量dqs，计算修正后的偏置对火姿态基准q″′oi。
Figure GDA0003162692270000083
S3.3、将q″′oi作为最终的姿态控制基准，结合当前星敏测量的探测器姿态qbi，解算误差四元数qe。
Figure GDA0003162692270000084
将qe带入PID控制器进行闭环控制。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (9)

1.一种适用于火星探测的多指向驱动任务自主管理控制方法，其特征在于，包括如下步骤：
S1、建立偏置对火姿态基准；
S2、在偏置对火姿态基准下，计算探测器本体系下探测器到太阳、探测器到地球、探测器到着陆器的单位矢量；然后计算太阳翼驱动角，定向天线驱动角，中继天线驱动角；
S3、根据太阳翼驱动角范围约束，定向天线驱动角范围约束，中继天线驱动角范围约束，采用迭代方法计算姿态基准修正量；然后修正偏置对火姿态基准，完成多驱动指向任务的闭环控制。
2.根据权利要求1所述的一种适用于火星探测的多指向驱动任务自主管理控制方法，其特征在于，S2中，首先计算太阳翼驱动角，然后计算定向天线驱动角，最后计算中继天线驱动角。
3.根据权利要求1所述的一种适用于火星探测的多指向驱动任务自主管理控制方法，其特征在于，S2中，太阳翼驱动角为一维驱动角，定向天线驱动角为二维驱动角，中继天线驱动角为二维驱动角。
4.根据权利要求1所述的一种适用于火星探测的多指向驱动任务自主管理控制方法，其特征在于，该多指向驱动任务自主管理控制方法应用于探测器环绕火星飞行过程。
5.根据权利要求1所述的一种适用于火星探测的多指向驱动任务自主管理控制方法，其特征在于，应用该多指向驱动任务自主管理控制方法的探测器采用PID控制器进行闭环控制。
6.根据权利要求1所述的一种适用于火星探测的多指向驱动任务自主管理控制方法，其特征在于，S3中，首先计算定向天线超出限幅修正量、太阳翼超出限幅修正量、中继天线超出限幅修正量；然后计算基于中继天线超出限幅修正量的偏置对火姿态基准、基于定向天线超出限幅修正量的偏置对火姿态基准、基于太阳翼超出限幅修正量的偏置对火姿态基准。
7.根据权利要求6所述的一种适用于火星探测的多指向驱动任务自主管理控制方法，其特征在于，根据基于太阳翼超出限幅修正量的偏置对火姿态基准、当前星敏测量的探测器姿态，解算误差四元数，利用误差四元数进行闭环控制。
8.根据权利要求6所述的一种适用于火星探测的多指向驱动任务自主管理控制方法，其特征在于，依次计算基于中继天线超出限幅修正量的偏置对火姿态基准、基于定向天线超出限幅修正量的偏置对火姿态基准、基于太阳翼超出限幅修正量的偏置对火姿态基准。
9.根据权利要求7所述的一种适用于火星探测的多指向驱动任务自主管理控制方法，其特征在于，首先计算基于中继天线超出限幅修正量的偏置对火姿态基准用于更新S1的偏置对火姿态基准，然后重复S2～S3，计算基于定向天线超出限幅修正量的偏置对火姿态基准用于更新S1的偏置对火姿态基准，然后重复S2～S3，计算基于太阳翼超出限幅修正量的偏置对火姿态基准。
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