CN111897355B - 一种卫星姿态机动轨迹规划方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种卫星姿态机动轨迹规划方法，首先，根据飞轮分配力矩与整星需求力矩的关系，推导得到飞轮分配力矩与飞轮分配矩阵、整星惯量参数、姿态机动空间轴及星体角加速度间的相互关系，然后，基于飞轮分配矩阵、整星惯量、姿态机动空间轴及最大输出饱和力矩的约束，设计最大星体角加速度，并基于飞轮最大转速约束，设计卫星最大机动角速度，最后根据姿态机动角度以及设计的卫星最大机动角加速度以及卫星最大机动角速度，计算三段式轨迹规划所需的姿态机动时间及实时规划的姿态角。

Description

一种卫星姿态机动轨迹规划方法

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种卫星姿态机动轨迹规划方法。

背景技术

随着现代卫星技术的不断发展，卫星在各个领域得到了广泛的应用。对于遥感、侦查及科学观测等卫星而言，需要尽快将载荷探测器或载荷成像仪指向观测区域，这对卫星姿态机动的快速性提出了很高的要求，姿态机动时间的长短直接决定了观测任务的效果，甚至决定了任务的成败。

常用的卫星姿态机动轨迹规划为“加速+匀速+减速”三段式，轨迹规划的中最大角加速度和最大角速度是提升姿态机动能力的关键。目前常用的卫星姿态机动轨迹规划方法中，最大角加速度和最大角速度是根据动力学模型进行预估设置的，无法完全发挥飞轮的最大能力，进而无法进一步提高卫星的快速机动性。

发明内容

针对现有技术中的部分或全部问题，本发明提供一种卫星姿态机动轨迹规划方法，其基于飞轮配置参数与构型，动态推导轨迹规划中的最大机动角加速度及最大角速度是关键，所述方法包括：

根据飞轮分配力矩与整星需求力矩的关系，推导飞轮分配力矩与飞轮分配矩阵、卫星惯量、姿态机动空间轴及星体角加速度间的相互关系；

基于飞轮分配矩阵、整星惯量、姿态机动空间轴及最大输出饱和力矩约束，设计卫星最大机动角加速度；

基于飞轮最大转速约束，设计卫星最大机动角速度；以及

基于姿态机动角度及所述最大机动角加速度与所述最大机动角速度，计算三段式轨迹规划所需的姿态机动时间及实时规划的姿态角。

本发明提供的一种卫星姿态机动轨迹规划方法，针对卫星空间轴姿态机动，结合反作用轮的机动能力、配置参数及构型，完成了对最大机动角加速度的动态推导，并考虑到姿态机动过程中反作用轮最大转速变化约束，对卫星的最大机动角速度进行设置，在此基础上，对姿态机动进行了轨迹规划，满足了应用卫星对姿态快速机动的需求。通过地面仿真验证，证明本发明提出的卫星姿态机动能力评估方法在机动过程中能够完成最大机动角加速度与最大机动角速度的推导，并按照三段式完成机动轨迹规划，可以满足卫星姿态机动的快速性需求。

附图说明

为进一步阐明本发明的各实施例的以上和其它优点和特征，将参考附图来呈现本发明的各实施例的更具体的描述。可以理解，这些附图只描绘本发明的典型实施例，因此将不被认为是对其范围的限制。在附图中，为了清楚明了，相同或相应的部件将用相同或类似的标记表示。

图1示出本发明一个实施例的一种卫星姿态机动轨迹规划方法的流程示意图；

图2示出采用本发明一个实施例的一种卫星姿态机动轨迹规划方法仿真得出的反作用轮构型图；

图3示出采用本发明一个实施例的一种卫星姿态机动轨迹规划方法仿真得出的姿态四元数的机动轨迹；

图4示出采用本发明一个实施例的一种卫星姿态机动轨迹规划方法仿真得出的机动过程中卫星姿态角变化曲线；

图5示出采用本发明一个实施例的一种卫星姿态机动轨迹规划方法仿真得出的机动过程中卫星角速度幅值变化曲线；

图6示出采用本发明一个实施例的一种卫星姿态机动轨迹规划方法仿真得出的机动过程中卫星角速度变化曲线；以及

图7示出采用本发明一个实施例的一种卫星姿态机动轨迹规划方法仿真得出的机动过程中卫星角速度变化曲线细节图。

具体实施方式

以下的描述中，参考各实施例对本发明进行描述。然而，本领域的技术人员将认识到可在没有一个或多个特定细节的情况下或者与其它替换和/或附加方法、材料或组件一起实施各实施例。在其它情形中，未示出或未详细描述公知的结构、材料或操作以免模糊本发明的发明点。类似地，为了解释的目的，阐述了特定数量、材料和配置，以便提供对本发明的实施例的全面理解。然而，本发明并不限于这些特定细节。此外，应理解附图中示出的各实施例是说明性表示且不一定按正确比例绘制。

在本说明书中，对“一个实施例”或“该实施例”的引用意味着结合该实施例描述的特定特征、结构或特性被包括在本发明的至少一个实施例中。在本说明书各处中出现的短语“在一个实施例中”并不一定全部指代同一实施例。

需要说明的是，本发明的实施例以特定顺序对工艺步骤进行描述，然而这只是为了阐述该具体实施例，而不是限定各步骤的先后顺序。相反，在本发明的不同实施例中，可根据工艺的调节来调整各步骤的先后顺序。

为了发挥反作用轮最大机动能力，本发明提供一种卫星姿态机动轨迹规划方法，下面结合实施例附图对本发明的方案做进一步描述。

图1示出本发明一个实施例的一种卫星姿态机动轨迹规划方法的流程示意图。如图1所示，一种卫星姿态机动轨迹规划方法，包括：

首先，在步骤101，推导飞轮分配力矩与飞轮分配矩阵、卫星惯量、姿态机动空间轴及星体角加速度间的相互关系。卫星飞轮分配力矩T_Wheel与整星需求力矩T_sat的关系如下：

T_Wheel＝D_Wheel·T_sat，

其中，

D_Wheel为飞轮分配矩阵，对于安装有n个飞轮的卫星而言，有：

以及

其中，

J_sat为整星惯量参数，在本发明的一个实施例中，整星惯量可简化为主惯量轴，有：

以及

为星体角加速度，

其中，E为姿态机动空间轴，可根据初末姿态机动四元数求解得出，

由此，可以推导出飞轮分配力矩与飞轮分配矩阵、卫星惯量、姿态机动空间轴及星体角加速度间的相互关系如下：

其中，i为飞轮个数，i＝1,2,…,n；

接下来，在步骤102，设计卫星最大机动角加速度。结合反作用轮的机动能力，即飞轮的分配矩阵、整星惯量及姿态机动空间轴，同时基于飞轮最大输出饱和力矩约束，得到最大星体角加速度

对于反作用轮而言，反作用轮存在最大输出饱和力矩T_Wheelmax，当反作用轮达到最大饱和输出力矩时，最大星体角加速度为：

为了避免姿态机动过程中飞轮输出力矩饱和，因此，姿态机动轨迹规划中设置的卫星最大机动角加速度dω_max应满足：

因此，可将卫星最大机动角加速度计为：

其中，为飞轮损失力矩补偿系数，在本发明的一个实施例中，所述飞轮损失力矩补偿系数取值为0.9～0.95；

接下来，在步骤103，设计卫星最大机动角速度。基于飞轮最大转速约束，对卫星最大机动角速度进行设计：

首先，估算反作用轮以最大饱和输出力矩输出时，每秒反作用轮转速变化值的理论值ΔSpd；

接下来，结合反作用轮稳态运行时设置的中心转速大小Spd_Cen以及反作用轮的最大输出转速大小Spd_Max，来确定姿态机动轨迹规划的加速时间，所述加速时间应保证姿态机动时，反作用轮转速不超过有效转速范围，因此，所述加速时间应满足：

以及

最后，基于所述加速时间以及所述卫星最大机动角加速度，可以得到卫星最大机动角速度如下：

ω_max＝dω_max·ΔT_max；以及

最后，在步骤104，计算姿态机动时间及实时规划的姿态角。基于姿态机动角度、所述卫星最大机动角加速度以及所述卫星最大机动角速度，计算三段式轨迹规划所需的姿态机动时间及实时规划的姿态角与四元数，其中所述三段式轨迹指加速+匀速+减速轨迹。

为了验证本发明实施例中一种卫星姿态机动轨迹规划方法的实施效果，在某科学探测卫星上进行了测试。

所述科学探测卫星的主要功能是探测宇宙中的X射线，当发现目标源时，要求卫星通过姿态机动快速将安装于卫星本体上的高精度载荷探测器对准目标源，因此对卫星姿态机动的快速性提出了很高的要求。所述科学探测卫星配备6台反作用轮，所述反作用轮最大输出力矩为0.215Nm，有效输出转速为-2000～+2000rpm，标称角动量为22Nm(@2000rpm)。所述反作用轮采用如图2所示的六斜装构型，其飞轮分配矩阵如下：

主惯量轴如下：

则，首先，根据飞轮分配力矩与整星需求力矩的关系，可以推导出飞轮分配力矩与飞轮分配矩阵、卫星惯量、姿态机动空间轴及星体角加速度间的相互关系：

其中，T_Wheel为卫星飞轮分配力矩，T_sat为整星需求力矩，

为星体角加速度，

其中，E为姿态机动空间轴，可根据初末姿态机动四元数求解得出，以卫星机动90°为例，姿态机动初末姿态四元数q_int及q_end分别为：

q_int＝[1 0 0 0]^T，

由此可得机动空间角

和姿态机动空间轴E如下：

E＝[-0.43158 0.41060 0.80321]^T；

接下来，结合反作用轮的机动能力，基于飞轮最大输出饱和力矩约束，得到最大星体角加速度

对于反作用轮而言，反作用轮存在最大输出饱和力矩T_Wheelmax＝0.215Nm，当反作用轮达到最大饱和输出力矩时，最大星体角加速度为：

计算得到：

为了避免姿态机动过程中飞轮输出力矩饱和，因此，姿态机动轨迹规划中设置的卫星最大机动角加速度dω_max应满足：

因此，可将卫星最大机动角加速度计为：

其中，K为飞轮损失力矩补偿系数，在测试中，飞轮损失力矩补偿系数取值为0.95，则

接下来，基于飞轮最大转速约束，对卫星最大机动角速度进行设计：

首先，估算反作用轮以最大饱和输出力矩输出时，每秒反作用轮转速变化值的理论值

接下来，结合反作用轮稳态运行时设置的中心转速大小Spd_Cen＝800以及反作用轮的最大输出转速大小Spd_Max＝2000，来确定姿态机动轨迹规划的加速时间，所述加速时间应保证姿态机动时，反作用轮转速不超过有效转速范围，因此，所述加速时间应满足：

以及

最后，基于所述加速时间以及所述卫星最大机动角加速度，可以得到卫星最大机动角速度如下：

ω_max＝dω_max·ΔT_max＝0.0158*60＝0.95；以及

最后，基于姿态机动角度

所述卫星最大机动角加速度dω_max＝0.0158以及所述卫星最大机动角速度ω_max＝0.95，计算三段式轨迹规划所需的姿态机动时间及实时规划的姿态角与四元数。

图3示出姿态四元数的机动轨迹，图4示出机动过程中姿态角变化曲线，图5示出机动过程中卫星的姿态角速度幅值变化曲线，图5和图6分别示出机动过程中卫星三轴姿态角速度变化曲线和细节图，从图上可以看出机动开始182s后角速率控制精度优于0.0005°/s。

尽管上文描述了本发明的各实施例，但是，应该理解，它们只是作为示例来呈现的，而不作为限制。对于相关领域的技术人员显而易见的是，可以对其做出各种组合、变型和改变而不背离本发明的精神和范围。因此，此处所公开的本发明的宽度和范围不应被上述所公开的示例性实施例所限制，而应当仅根据所附权利要求书及其等同替换来定义。

Claims (3)

1.一种卫星姿态机动轨迹规划方法，其特征在于，包括步骤：

根据飞轮分配力矩T_Wheel与整星需求力矩T_sat的关系，推导飞轮分配力矩T_Wheel与飞轮分配矩阵D_Wheel、整星惯量参数J_sat、姿态机动空间轴E及星体角加速度

间的相互关系：

其中，

i＝1,2,…,n，n为飞轮数量，

整星惯量参数J_sat简化为主惯量轴：

以及

其中，E为姿态机动空间轴；

基于飞轮分配矩阵、整星惯量、机动空间轴及最大输出饱和力矩T_Wheelmax约束，设计最大星体角加速度dω_max：

其中，

为反作用轮达到最大饱和输出力矩时的星体角加速度，以及K为飞轮损失力矩补偿系数；

估算反作用轮以最大饱和输出力矩输出时，每秒反作用轮转速变化值的理论值ΔSpd，结合反作用轮稳态运行时设置的中心转速大小Spd_Cen以及反作用轮的最大输出转速大小Spd_Max，确定姿态机动轨迹规划的加速时间ΔT_max，并基于所述加速时间ΔT_max以及所述卫星最大星体角加速度dω_max，得到卫星最大机动角速度：

ω_max＝dω_max·ΔT_max，

其中，所述加速时间ΔT_max满足：

以及

基于姿态机动角度、所述卫星最大星体角加速度dω_max以及所述卫星最大机动角速度ω_max，计算三段式轨迹规划所需的姿态机动时间及实时规划的姿态角。

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述姿态机动空间轴根据初末姿态机动四元数求解得出。

3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述飞轮损失力矩补偿系数的取值范围为0.9～0.95。

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