CN113110535B - 一种多约束条件下航天器姿态控制方法 - Google Patents

一种多约束条件下航天器姿态控制方法 Download PDF

Info

Publication number
CN113110535B
CN113110535B CN202110282611.XA CN202110282611A CN113110535B CN 113110535 B CN113110535 B CN 113110535B CN 202110282611 A CN202110282611 A CN 202110282611A CN 113110535 B CN113110535 B CN 113110535B
Authority
CN
China
Prior art keywords
attitude control
impulse
control channel
expected
moment
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202110282611.XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN113110535A (zh
Inventor
严晗
刘磊
黄元
郝仁剑
魏春岭
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beijing Institute of Control Engineering
Original Assignee
Beijing Institute of Control Engineering
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beijing Institute of Control Engineering filed Critical Beijing Institute of Control Engineering
Priority to CN202110282611.XA priority Critical patent/CN113110535B/zh
Publication of CN113110535A publication Critical patent/CN113110535A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113110535B publication Critical patent/CN113110535B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
    • G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/10—Simultaneous control of position or course in three dimensions
    • G05D1/101—Simultaneous control of position or course in three dimensions specially adapted for aircraft
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

本发明涉及一种多约束条件下航天器姿态控制方法，可应用于基于固体发动机进行姿态控制的航天器姿态控制律实现过程。首先，确定用于姿态控制的固体发动机及所在阵列在航天器本体坐标系中的安装坐标；其次，根据各个轴的姿态误差计算出所需的控制冲量矩；之后，根据固体发动机所能提供冲量固定的方向，判断应点火的固体发动机阵列；最终，通过遍历法选取应点火的固体发动机。本发明方法充分利用了固体发动机的优势，在控制律实现过程中考虑了固体发动机的特点和约束，结合实际情况给出了可行的姿态控制方法。

Description

一种多约束条件下航天器姿态控制方法
技术领域
本发明涉及一种多约束条件下航天器姿态控制方法。固体发动机具有质量轻、产生冲量速度快、受环境影响较小等优点，适用于廉价的仅执行一次空间任务的小型航天器使用。本发明方法可用于该类利用固体发动机进行姿态控制的航天器姿态控制律设计。属于航天器姿态控制技术领域。
背景技术
目前，航天器入轨消初偏等模式的姿态控制通常采用喷气方式，这种方式需要航天器携带贮箱对燃料进行储存。这种姿态控制方式虽然已经广泛的应用于实际，但由于燃料及贮箱质量较重，造成航天器质量增加，因此并不适用于小型航天器的姿态控制。另外，在航天器姿态机动的过程中，燃料在贮箱中的分布也将发生变化，进而产生液体晃动效应，影响姿态控制精度。
固体发动机具有质量轻、产生冲量速度快、受环境影响较小等优点，因此当航天器由于受到重量及功耗的限制时，其姿态控制可采用固体发动机阵列的方案。该方案与传统航天器的喷气控制方案具有较大区别，具体约束体现在：1、每个固体发动机只能使用一次；2、固体发动机点火产生的力及开机时间固定(所产生的冲量固定)。这些因素都给其姿态控制问题带来了难点。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出了一种基于固体发动机阵列的航天器姿态控制方法，该方法充分考虑了固体发动机只能点火一次的特点，根据其安装位置和可产生的冲量矩大小进行快速、有效的发动机选择，所提出的控制方法可快速实现姿态控制。
本发明的技术解决方案是：一种多约束条件下航天器姿态控制方法，所述航天器包括俯仰、偏航、滚转三个姿态控制通道，每个姿态控制通道分别对应一组固体发动机阵列进行姿态控制,固体发动机阵列包括多个相同的固体发动机，固体发动机按行和列均匀排列成方阵；每个固体发动机只能使用一次，且每个固体发动机点火产生的力及开机时间固定；该方法包括如下步骤：
(1)、根据航天器当前时刻俯仰轴、偏航轴、滚转轴的姿态误差，计算航天器俯仰轴姿态控制通道、偏航轴姿态控制通道、滚转轴姿态控制通道期望的冲量矩；
(2)、分别判断航天器俯仰轴姿态控制通道、偏航轴姿态控制通道、滚转轴姿态控制通道期望的冲量矩大小，如果期望的冲量矩小于预设冲量矩门限值，则认为该期望的冲量矩对应的姿态控制通道需要进行姿态控制，进入步骤(3)；
(3)、根据每个固体发动机阵列的安装位置，按照每个固体发动机阵列与各个姿态控制通道之间的对应关系和需要进行调节的姿态控制通道对应的期望的冲量矩，确定所需要点火的固体发动机阵列；
(4)、遍历需要点火的固体发动机阵列中未点过火的固体发动机，从中选择出适合的固体发动机点火，使之所提供的冲量矩与期望的冲量矩最接近；
(5)、重复(2)-(4)的步骤，直至航天器俯仰轴、偏航轴、滚转轴期望的冲量矩均小于预设的冲量矩门限值。
所述步骤(2)的具体计算步骤如下：
(2.1)、获取航天器期望的俯仰角、偏航角及滚转角，航天器当前的俯仰角、偏航角、滚转角、滚转角速率、俯仰角速率和偏航角速率；
(2.2)、根据步骤(2)获取的航天器期望的俯仰角、偏航角及滚转角，航天器当前的俯仰角、偏航角、滚转角、滚转角速率、俯仰角速率和偏航角速率，采用PD算法，计算俯仰轴姿态控制通道、偏航轴姿态控制通道、滚转轴姿态控制通道期望的冲量矩。
所述步骤(2.2)的计算公式为：
hx＝kp(γ-γ0)+kdωz
hy＝kp(θ-θ0)+kdωx
Figure BDA0002979186050000021
其中，
Figure BDA0002979186050000031
分别为期望的俯仰角、偏航角及滚转角，/>
Figure BDA0002979186050000032
分别为航天器当前的俯仰角、偏航角及滚转角，ωx,ωy,ωz分别为航天器当前的滚转角速率、俯仰角速率和偏航角速率，hx,hy,hz分别为俯仰轴姿态控制通道期望的冲量矩、偏航轴姿态控制通道期望的冲量矩、滚转轴姿态控制通道期望的冲量矩，kp为比例控制系数、kd为微分控制系数。
所述比例控制系数kp的取值范围为：0.1-0.3，微分控制系数kd的取值范围为：0.2-0.4。
所述预设冲量矩门限值hd选取为单个固体发动机开机时产生的冲量矩最小值。
所述步骤(3)根据需要进行调节的姿态控制通道对应的期望的冲量矩，确定所需要点火的固体发动机阵列，具体方法为：
若滚转姿态控制通道需要进行调节，当滚转姿态控制通道期望的冲量矩hx>0时，选取可使航天器产生正滚转角的固体发动机阵列，当滚转姿态控制通道期望的冲量矩hx<0时，选取可使航天器产生负滚转角的固体发动机阵列；
若俯仰姿态控制通道需要进行调节，当俯仰姿态控制通道期望的冲量矩hy>0时，选取可使航天器产生正俯仰角的固体发动机阵列，当俯仰姿态控制通道期望的冲量矩hy<0时，选取可使航天器产生负俯仰角的固体发动机阵列；
若偏航姿态控制通道需要进行调节，当偏航姿态控制通道期望的冲量矩hz>0时，选取可使航天器产生正偏航角的固体发动机阵列，当偏航姿态控制通道期望的冲量矩hz<0时，选取可使航天器产生负偏航角的固体发动机阵列。
所述俯仰姿态控制通道和偏航姿态控制通道各配置4个固体发动机阵列，以垂直于滚转轴的平面为对称面对称安装在航天器两侧；俯仰姿态控制通道任意一侧的两个固体发动机阵列分别位于俯仰轴两侧，且4个固体发动机阵列中线均与偏航轴重合，滚转轴正方向那侧位于偏航轴正方向的固体发动机阵列与滚转轴负方向那侧位于偏航轴负方向的固体发动机阵列所产生的推力用于俯仰轴正方向控制；滚转轴正方向那侧位于偏航轴负方向的固体发动机阵列与滚转轴负方向那侧位于偏航轴正方向的固体发动机阵列所产生的推力用于俯仰轴负方向控制；
偏航姿态控制通道任意一侧的两个固体发动机阵列分别位于偏航轴两侧，且4个固体发动机阵列中线均与俯仰轴重合，滚转轴正方向那侧位于俯仰轴负方向的固体发动机阵列与滚转轴负方向那侧位于俯仰轴正方向的固体发动机阵列所产生的推力用于偏航轴正方向控制；滚转轴正方向那侧位于俯仰轴正方向的固体发动机阵列与滚转轴负方向那侧位于俯仰轴负方向的固体发动机阵列所产生的推力用于偏航轴负方向控制；
对于所述俯仰姿态控制通道或者偏航姿态控制通道，遍历方法选取固体发动机开机的方法如下：
(4.1a)、遍历所选取的固体发动机阵列中线上未点过火的发动机，依次计算各个发动机开机所产生的冲量矩，与俯仰姿态控制通道或者偏航姿态控制通道期望的冲量矩进行对比，选取所产生冲量矩与对应姿态控制通道期望冲量矩最接近的发动机所产生的冲量矩，记为第一冲量矩；
(4.2a)、遍历所选取的固体发动机阵列中线为轴对称的未点过火的两个对称发动机，计算该两个对称发动机对偶开机所产生的冲量矩，选取所产生冲量矩与对应姿态控制通道期望冲量矩最接近的两个对称发动机对所产生的冲量矩，记为第二冲量矩；
(4.3a)、将第一冲量矩和第二冲量矩与对应姿态控制通道期望冲量矩进行对比，若第一冲量矩更接近期望冲量矩，则选择第一冲量矩对应的发动机点火进行姿态控制，若第二冲量矩更接近期望冲量矩，则选择第二冲量矩对应的两个对称发动机点火进行姿态控制。
所述滚转姿态控制通道各配置8个固体发动机阵列，8个固体发动机阵列沿着航天器本体绕滚转轴布置，8个固体发动机阵列的中线与滚转轴垂直，其中4个固体发动机阵列的中线与俯仰轴平行，所产生的推力方向用于滚转轴正方向控制，4个固体发动机阵列的中线与偏航轴平行，所产生的推力方向用于滚转轴负方向控制；
对于所述滚转姿态控制通道，遍历方法选取固体发动机开机的方法如下：
(4.1b)、遍历所选取的固体发动机阵列中线上未点过火的发动机，依次计算各个发动机开机所产生的冲量矩，与滚转姿态控制通道期望的冲量矩进行对比，选取所产生冲量矩与对应姿态控制通道期望冲量矩最接近的发动机所产生的冲量矩，记为第三冲量矩；
(4.2b)、遍历所选取的固体发动机阵列中线为轴对称的未点过火的两个对称发动机，计算该两个对称发动机对偶开机所产生的冲量矩，选取所产生冲量矩与对应姿态控制通道期望冲量矩最接近的两个对称发动机对所产生的冲量矩，记为第四冲量矩；
(4.3b)、将第三冲量矩和第四冲量矩与对应姿态控制通道期望冲量矩进行对比，若第三冲量矩更接近期望冲量矩，则选择第三冲量矩对应的发动机点火进行姿态控制，若第四冲量矩更接近期望冲量矩，则选择第四冲量矩对应的两个对称发动机点火进行姿态控制。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)、本发明方法将每个固体发动机的力矩作为变量进行寻优，给出了一种适用于利用固体发动机进行姿态控制的航天器姿态控制律设计方法，采用该方式实现了使用固体发动机实现姿态控制的目的。
(2)、本发明方法充分考虑了固体发动机只能点火一次的特点，在此约束条件下实现了航天器的姿态控制，使固体发动机的姿态控制方式得以应用于工程实际。
(3)、本发明方法不包含复杂的计算公式，仅通过判断及快速遍历选取固体发动机，计算量小，适用于实际工程问题。
附图说明
图1为本发明实施例方法的流程框图；
图2(a)为本发明实施例俯仰、偏航方向固体发动机阵列布局俯视图，其中E3、E8用于俯仰通道正向控制，E4、E7用于俯仰通道负向控制，E2、E5用于偏航通道正向控制，E3、E6用于偏航通道负向控制；
图2(b)为本发明实施例俯仰、偏航方向固体发动机阵列布局侧视图；
图2(c)为本发明实施例俯仰、偏航方向固体发动机阵列示意图，该阵列共有固体发动机9列、21行，共189个；
图3(a)为本发明实施例滚转方向固体发动机阵列布局俯视图，其中F1、F3、F5、F7用于滚转通道正向控制，F2、F4、F6、F8用于滚转通道负向控制；
图3(b)为本发明实施例滚转方向固体发动机阵列布局侧视图；
图3(c)为本发明实施例滚转方向固体发动机阵列示意图，该阵列共有固体发动机13列、5行，共65个；
图4为本发明实施例方法的姿态控制曲线；
图5为本发明实施例方法的姿态控制过程中姿态角速率曲线。
具体实施方式
以下结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明。
本发明考虑利用固体发动机进行姿态控制的航天器，利用遍历寻优算法给出了一种航天器姿态控制律实现方法。确定用于姿态控制的固体发动机及所在阵列在航天器本体坐标系中的安装坐标，根据各个轴的姿态误差利用PD算法计算出所需的控制冲量矩，再根据固体发动机所能提供冲量固定的方向，判断应点火的固体发动机阵列，最终通过遍历法选取应点火的固体发动机。
如图1所示，为本发明方法的流程框图，一种多约束条件下航天器姿态控制方法，所述航天器包括俯仰、偏航、滚转三个姿态控制通道，每个姿态控制通道分别对应一组固体发动机阵列进行姿态控制,固体发动机阵列包括多个相同的固体发动机，固体发动机按行和列均匀排列成方阵；每个固体发动机只能使用一次，且每个固体发动机点火产生的力及开机时间固定；该方法包括如下步骤：
(1)、根据航天器当前时刻俯仰轴、偏航轴、滚转轴的姿态误差，计算航天器俯仰轴姿态控制通道、偏航轴姿态控制通道、滚转轴姿态控制通道期望的冲量矩；
(2)、分别判断航天器俯仰轴姿态控制通道、偏航轴姿态控制通道、滚转轴姿态控制通道期望的冲量矩大小，如果期望的冲量矩小于预设冲量矩门限值，则认为该期望的冲量矩对应的姿态控制通道需要进行姿态控制，进入步骤(3)；所述预设冲量矩门限值hd选取为单个固体发动机开机时产生的冲量矩最小值。
具体计算步骤如下：
(2.1)、获取航天器期望的俯仰角、偏航角及滚转角，航天器当前的俯仰角、偏航角、滚转角、滚转角速率、俯仰角速率和偏航角速率；
(2.2)、根据步骤(2)获取的航天器期望的俯仰角、偏航及滚转角，航天器当前的俯仰角、偏航角、滚转角、滚转角速率、俯仰角速率和偏航角速率，采用PD算法，计算俯仰轴姿态控制通道、偏航轴姿态控制通道、滚转轴姿态控制通道期望的冲量矩。
所述步骤(2.2)的计算公式为：
hx＝kp(γ-γ0)+kdωz
hy＝kp(θ-θ0)+kdωx
Figure BDA0002979186050000071
其中，
Figure BDA0002979186050000072
分别为期望的俯仰角、偏航角及滚转角，/>
Figure BDA0002979186050000073
分别为航天器当前的俯仰角、偏航角及滚转角，ωx,ωy,ωz分别为航天器当前的滚转角速率、俯仰角速率和偏航角速率，hx,hy,hz分别为俯仰轴姿态控制通道期望的冲量矩、偏航轴姿态控制通道期望的冲量矩、滚转轴姿态控制通道期望的冲量矩，kp为比例控制系数、kd为微分控制系数。所述比例控制系数kp的取值范围为：0.1-0.3，微分控制系数kd的取值范围为：0.2-0.4。
(3)、根据每个固体发动机阵列的安装位置，按照每个固体发动机阵列与各个姿态控制通道之间的对应关系和需要进行调节的姿态控制通道对应的期望的冲量矩，确定所需要点火的固体发动机阵列；
根据需要进行调节的姿态控制通道对应的期望的冲量矩，确定所需要点火的固体发动机阵列，具体方法为：
若滚转姿态控制通道需要进行调节，当滚转姿态控制通道期望的冲量矩hx>0时，选取可使航天器产生正滚转角的固体发动机阵列，当滚转姿态控制通道期望的冲量矩hx<0时，选取可使航天器产生负滚转角的固体发动机阵列；
若俯仰姿态控制通道需要进行调节，当俯仰姿态控制通道期望的冲量矩hy>0时，选取可使航天器产生正俯仰角的固体发动机阵列，当俯仰姿态控制通道期望的冲量矩hy<0时选取可使航天器产生负俯仰角的固体发动机阵列；
若偏航姿态控制通道需要进行调节，当偏航姿态控制通道期望的冲量矩hz>0时，选取可使航天器产生正偏航角的固体发动机阵列，当偏航姿态控制通道期望的冲量矩hz<0时选取可使航天器产生负偏航角的固体发动机阵列。
(4)、遍历需要点火的固体发动机阵列中未点过火的固体发动机，从中选择出适合的固体发动机点火，使之所提供的冲量矩与期望的冲量矩最接近；
所述俯仰姿态控制通道和偏航姿态控制通道各配置4个固体发动机阵列，以垂直于滚转轴的平面为对称面对称安装在航天器两侧；俯仰姿态控制通道任意一侧的两个固体发动机阵列分别位于俯仰轴两侧，且4个固体发动机阵列中线均与偏航轴重合，滚转轴正方向那侧位于偏航轴正方向的固体发动机阵列与滚转轴负方向那侧位于偏航轴负方向的固体发动机阵列所产生的推力用于俯仰轴正方向控制；滚转轴正方向那侧位于偏航轴负方向的固体发动机阵列与滚转轴负方向那侧位于偏航轴正方向的固体发动机阵列所产生的推力用于俯仰轴负方向控制；
偏航姿态控制通道任意一侧的两个固体发动机阵列分别位于偏航轴两侧，且4个固体发动机阵列中线均与俯仰轴重合，滚转轴正方向那侧位于俯仰轴负方向的固体发动机阵列与滚转轴负方向那侧位于俯仰轴正方向的固体发动机阵列所产生的推力用于偏航轴正方向控制；滚转轴正方向那侧位于俯仰轴正方向的固体发动机阵列与滚转轴负方向那侧位于俯仰轴负方向的固体发动机阵列所产生的推力用于偏航轴负方向控制；
对于所述俯仰姿态控制通道或者偏航姿态控制通道，遍历方法选取固体发动机开机的方法如下：
(4.1a)、遍历所选取的固体发动机阵列中线上未点过火的发动机，依次计算各个发动机开机所产生的冲量矩，与俯仰姿态控制通道或者偏航姿态控制通道期望的冲量矩进行对比，选取所产生冲量矩与对应姿态控制通道期望冲量矩最接近的发动机所产生的冲量矩，记为第一冲量矩；
(4.2a)、遍历所选取的固体发动机阵列中线为轴对称的未点过火的两个对称发动机，计算该两个对称发动机对偶开机所产生的冲量矩，选取所产生冲量矩与对应姿态控制通道期望冲量矩最接近的两个对称发动机对所产生的冲量矩，记为第二冲量矩；
(4.3a)、将第一冲量矩和第二冲量矩与对应姿态控制通道期望冲量矩进行对比，若第一冲量矩更接近期望冲量矩，则选择第一冲量矩对应的发动机点火进行姿态控制，若第二冲量矩更接近期望冲量矩，则选择第二冲量矩对应的两个对称发动机点火进行姿态控制。
所述滚转姿态控制通道各配置8个固体发动机阵列，8个固体发动机阵列沿着航天器本体绕滚转轴布置，8个固体发动机阵列的中线与滚转轴垂直，其中4个固体发动机阵列的中线与俯仰轴平行，所产生的推力方向用于滚转轴正方向控制，4个固体发动机阵列的中线与偏航轴平行，所产生的推力方向用于滚转轴负方向控制；
对于所述滚转姿态控制通道，遍历方法选取固体发动机开机的方法如下：
(4.1b)、遍历所选取的固体发动机阵列中线上未点过火的发动机，依次计算各个发动机开机所产生的冲量矩，与滚转姿态控制通道期望的冲量矩进行对比，选取所产生冲量矩与对应姿态控制通道期望冲量矩最接近的发动机所产生的冲量矩，记为第三冲量矩；
(4.2b)、遍历所选取的固体发动机阵列中线为轴对称的未点过火的两个对称发动机，计算该两个对称发动机对偶开机所产生的冲量矩，选取所产生冲量矩与对应姿态控制通道期望冲量矩最接近的两个对称发动机对所产生的冲量矩，记为第四冲量矩；
(4.3b)、将第三冲量矩和第四冲量矩与对应姿态控制通道期望冲量矩进行对比，若第三冲量矩更接近期望冲量矩，则选择第三冲量矩对应的发动机点火进行姿态控制，若第四冲量矩更接近期望冲量矩，则选择第四冲量矩对应的两个对称发动机点火进行姿态控制。
(5)、重复(2)-(4)的步骤，直至航天器俯仰轴、偏航轴、滚转轴期望的冲量矩均小于预设的冲量矩门限值。
实施例：
下面通过仿真，说明本发明所述方法的有效性。
航天器本体坐标系定义为：原点位于质心，X轴与滚转轴重合、Y轴与偏航轴重合、Z轴与俯仰轴重合，X、Y、Z轴满足右手定则，则在此坐标系下所配备固体发动机阵列如下所示：
(1)俯仰/偏航方向
如图2(a)、图2(b)所示：俯仰方向共配置4个发动机阵列，分别为E3、E4、E7、E8；偏航方向共配置4个发动机阵列，分别为E1、E2、E5、E6
如图2(c)所示，单个固体发动机阵列长80mm、宽40mm，发动机布置为9列21行，总计189个，单机冲量1mNs。
Figure BDA0002979186050000101
Figure BDA0002979186050000111
(2)滚动方向
如图3(a)、图3(b)所示，滚动方向一共配置8个固体发动机阵列，分别为F1、F2、F3、F4、F5、F6、F7、F8；
如图3(c)所示，单个固体发动机阵列长50mm、宽20mm，发动机布置为5列13行，总计65个，单机冲量1mNs。
Figure BDA0002979186050000112
航天器质量为5kg，惯量矩阵为：
Ixx＝9.5×10-2 Ixy＝-1.5×10-4 Ixz＝1.5×10-4
Iyx＝-1.5×10-4 Iyy＝5.5×10-2 Iyz＝2.0×10-4
Izx＝1.5×10-4 Izy＝2.0×10-4 Izz＝5.5×10-2
航天器初始姿态为θ＝0°,
Figure BDA0002979186050000113
γ＝-90°，初始姿态角速率为ωx＝0,ωy＝0,ωz＝0，期望的姿态为θ0＝-10°,/>
Figure BDA0002979186050000114
γ0＝0°，取kp＝0.25,kd＝0.35。
在选取固体发动机开机点火过程中，对于俯仰和偏航控制通道而言：若俯仰通道的期望冲量矩为正，则选择E3、E8固体发动机阵列作为需要点火的固体发动机阵列，若俯仰通道的期望冲量矩为负，则选择E4、E7固体发动机阵列作为需要点火的固体发动机阵列；若偏航通道的期望冲量矩为正，则选择E2、E5固体发动机阵列作为需要点火的固体发动机阵列，若偏航通道的期望冲量矩为负，则选择E3、E6固体发动机阵列作为需要点火的固体发动机阵列。确定需要点火的固体发动机阵列后，首先遍历所选取的固体发动机阵列中第5列上未点过火的发动机，依次计算各个发动机开机所产生的冲量矩，与对应姿态控制通道期望的冲量矩进行对比，选取所产生冲量矩与对应姿态控制通道期望冲量矩最接近的发动机所产生的冲量矩，记为第一冲量矩；其次，遍历所选取的固体发动机阵列中以第5列为轴对称的未点过火的两个对称发动机，计算该两个对称发动机对偶开机所产生的冲量矩，选取所产生冲量矩与对应姿态控制通道期望冲量矩最接近的两个对称发动机对所产生的冲量矩，记为第二冲量矩；最后、将第一冲量矩和第二冲量矩与对应姿态控制通道期望冲量矩进行对比，若第一冲量矩更接近期望冲量矩，则选择第一冲量矩对应的发动机点火进行姿态控制，若第二冲量矩更接近期望冲量矩，则选择第二冲量矩对应的两个对称发动机点火进行姿态控制。对于滚转控制通道而言：若滚转通道的期望冲量矩为正，则选择F1、F3、F5、F7固体发动机阵列作为需要点火的固体发动机阵列，若滚转通道的期望冲量矩为负，则选择F2、F4、F6、F8固体发动机阵列作为需要点火的固体发动机阵列；确定需要点火的固体发动机阵列后，首先遍历所选取的固体发动机阵列中第7列上未点过火的发动机，依次计算各个发动机开机所产生的冲量矩，与滚转姿态控制通道期望的冲量矩进行对比，选取所产生冲量矩与对应姿态控制通道期望冲量矩最接近的发动机所产生的冲量矩，记为第三冲量矩；其次，遍历所选取的固体发动机阵列中以第7列为轴对称的未点过火的两个对称发动机，计算该两个对称发动机对偶开机所产生的冲量矩，选取所产生冲量矩与对应滚转姿态控制通道期望冲量矩最接近的两个对称发动机对所产生的冲量矩，记为第四冲量矩；最后、将第三冲量矩和第四冲量矩与对应滚转姿态控制通道期望冲量矩进行对比，若第三冲量矩更接近期望冲量矩，则选择第三冲量矩对应的发动机点火进行姿态控制，若第四冲量矩更接近期望冲量矩，则选择第四冲量矩对应的两个对称发动机点火进行姿态控制。
仿真结果如图4、图5所示。
从仿真结果可以看出，在本发明提出的控制律实现方法的作用下，可使航天器的姿态角趋近于其期望值。
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。

Claims (8)

1.一种多约束条件下航天器姿态控制方法，其特征在于所述航天器包括俯仰、偏航、滚转三个姿态控制通道，每个姿态控制通道分别对应一组固体发动机阵列进行姿态控制,固体发动机阵列包括多个相同的固体发动机，固体发动机按行和列均匀排列成方阵；每个固体发动机只能使用一次，且每个固体发动机点火产生的力及开机时间固定；该方法包括如下步骤：
(1)、根据航天器当前时刻俯仰轴、偏航轴、滚转轴的姿态误差，计算航天器俯仰轴姿态控制通道、偏航轴姿态控制通道、滚转轴姿态控制通道期望的冲量矩；
(2)、分别判断航天器俯仰轴姿态控制通道、偏航轴姿态控制通道、滚转轴姿态控制通道期望的冲量矩大小，如果期望的冲量矩大于预设冲量矩门限值，则认为该期望的冲量矩对应的姿态控制通道需要进行姿态控制，进入步骤(3)；
(3)、根据每个固体发动机阵列的安装位置，按照每个固体发动机阵列与各个姿态控制通道之间的对应关系和需要进行调节的姿态控制通道对应的期望的冲量矩，确定所需要点火的固体发动机阵列；
(4)、遍历需要点火的固体发动机阵列中未点过火的固体发动机，从中选择出适合的固体发动机点火，使之所提供的冲量矩与期望的冲量矩最接近；
所述俯仰姿态控制通道和偏航姿态控制通道各配置4个固体发动机阵列，以垂直于滚转轴的平面为对称面对称安装在航天器两侧；俯仰姿态控制通道任意一侧的两个固体发动机阵列分别位于俯仰轴两侧，且4个固体发动机阵列中线均与偏航轴重合，滚转轴正方向那侧位于偏航轴正方向的固体发动机阵列与滚转轴负方向那侧位于偏航轴负方向的固体发动机阵列所产生的推力用于俯仰轴正方向控制；滚转轴正方向那侧位于偏航轴负方向的固体发动机阵列与滚转轴负方向那侧位于偏航轴正方向的固体发动机阵列所产生的推力用于俯仰轴负方向控制；
偏航姿态控制通道任意一侧的两个固体发动机阵列分别位于偏航轴两侧，且4个固体发动机阵列中线均与俯仰轴重合，滚转轴正方向那侧位于俯仰轴负方向的固体发动机阵列与滚转轴负方向那侧位于俯仰轴正方向的固体发动机阵列所产生的推力用于偏航轴正方向控制；滚转轴正方向那侧位于俯仰轴正方向的固体发动机阵列与滚转轴负方向那侧位于俯仰轴负方向的固体发动机阵列所产生的推力用于偏航轴负方向控制；
对于所述俯仰姿态控制通道或者偏航姿态控制通道，遍历方法选取固体发动机开机的方法如下：
(4.1a)、遍历所选取的固体发动机阵列中线上未点过火的发动机，依次计算各个发动机开机所产生的冲量矩，与俯仰姿态控制通道或者偏航姿态控制通道期望的冲量矩进行对比，选取所产生冲量矩与对应姿态控制通道期望冲量矩最接近的发动机所产生的冲量矩，记为第一冲量矩；
(4.2a)、遍历所选取的固体发动机阵列中线为轴对称的未点过火的两个对称发动机，计算该两个对称发动机对偶开机所产生的冲量矩，选取所产生冲量矩与对应姿态控制通道期望冲量矩最接近的两个对称发动机对所产生的冲量矩，记为第二冲量矩；
(4.3a)、将第一冲量矩和第二冲量矩与对应姿态控制通道期望冲量矩进行对比，若第一冲量矩更接近期望冲量矩，则选择第一冲量矩对应的发动机点火进行姿态控制，若第二冲量矩更接近期望冲量矩，则选择第二冲量矩对应的两个对称发动机点火进行姿态控制；
(5)、重复(2)-(4)的步骤，直至航天器俯仰轴、偏航轴、滚转轴期望的冲量矩均小于预设的冲量矩门限值。
2.根据权利要求1所述的一种多约束条件下航天器姿态控制方法，其特征在于所述步骤(2)的具体计算步骤如下：
(2.1)、获取航天器期望的俯仰角、偏航角及滚转角，航天器当前的俯仰角、偏航角、滚转角、滚转角速率、俯仰角速率和偏航角速率；
(2.2)、根据步骤(2)获取的航天器期望的俯仰角、偏航角及滚转角，航天器当前的俯仰角、偏航角、滚转角、滚转角速率、俯仰角速率和偏航角速率，计算俯仰轴姿态控制通道、偏航轴姿态控制通道、滚转轴姿态控制通道期望的冲量矩。
3.根据权利要求2所述的一种多约束条件下航天器姿态控制方法，其特征在于所述步骤(2.2)采用PD算法，具体计算公式为：
hx＝kp(γ-γ0)+kdωz
hy＝kp(θ-θ0)+kdωx
Figure FDA0004172353090000031
其中，θ0,
Figure FDA0004172353090000032
γ0分别为期望的俯仰角、偏航角及滚转角，θ,/>
Figure FDA0004172353090000033
γ分别为航天器当前的俯仰角、偏航角及滚转角，ωx,ωy,ωz分别为航天器当前的滚转角速率、俯仰角速率和偏航角速率，hx,hy,hz分别为俯仰轴姿态控制通道期望的冲量矩、偏航轴姿态控制通道期望的冲量矩、滚转轴姿态控制通道期望的冲量矩，kp为比例控制系数、kd为微分控制系数。
4.根据权利要求3所述的一种多约束条件下航天器姿态控制方法，其特征在于所述比例控制系数kp的取值范围为：0.1-0.3。
5.根据权利要求3所述的一种多约束条件下航天器姿态控制方法，其特征在于所述微分控制系数kd的取值范围为：0.2-0.4。
6.根据权利要求1所述的一种多约束条件下航天器姿态控制方法，其特征在于所述预设冲量矩门限值hd选取为单个固体发动机开机时产生的冲量矩最小值。
7.根据权利要求1所述的一种多约束条件下航天器姿态控制方法，其特征在于所述步骤(4)根据需要进行调节的姿态控制通道对应的期望的冲量矩，确定所需要点火的固体发动机阵列，具体方法为：
若滚转姿态控制通道需要进行调节，当滚转姿态控制通道期望的冲量矩hx＞0时，选取可使航天器产生正滚转角的固体发动机阵列，当滚转姿态控制通道期望的冲量矩hx＜0时，选取可使航天器产生负滚转角的固体发动机阵列；
若俯仰姿态控制通道需要进行调节，当俯仰姿态控制通道期望的冲量矩hy＞0时，选取可使航天器产生正俯仰角的固体发动机阵列，当俯仰姿态控制通道期望的冲量矩hy＜0时，选取可使航天器产生负俯仰角的固体发动机阵列；
若偏航姿态控制通道需要进行调节，当偏航姿态控制通道期望的冲量矩hz＞0时，选取可使航天器产生正偏航角的固体发动机阵列，当偏航姿态控制通道期望的冲量矩hz＜0时，选取可使航天器产生负偏航角的固体发动机阵列。
8.一种多约束条件下航天器姿态控制方法，其特征在于所述航天器包括俯仰、偏航、滚转三个姿态控制通道，每个姿态控制通道分别对应一组固体发动机阵列进行姿态控制,固体发动机阵列包括多个相同的固体发动机，固体发动机按行和列均匀排列成方阵；每个固体发动机只能使用一次，且每个固体发动机点火产生的力及开机时间固定；该方法包括如下步骤：
(1)、根据航天器当前时刻俯仰轴、偏航轴、滚转轴的姿态误差，计算航天器俯仰轴姿态控制通道、偏航轴姿态控制通道、滚转轴姿态控制通道期望的冲量矩；
(2)、分别判断航天器俯仰轴姿态控制通道、偏航轴姿态控制通道、滚转轴姿态控制通道期望的冲量矩大小，如果期望的冲量矩大于预设冲量矩门限值，则认为该期望的冲量矩对应的姿态控制通道需要进行姿态控制，进入步骤(3)；
(3)、根据每个固体发动机阵列的安装位置，按照每个固体发动机阵列与各个姿态控制通道之间的对应关系和需要进行调节的姿态控制通道对应的期望的冲量矩，确定所需要点火的固体发动机阵列；
(4)、遍历需要点火的固体发动机阵列中未点过火的固体发动机，从中选择出适合的固体发动机点火，使之所提供的冲量矩与期望的冲量矩最接近；
所述滚转姿态控制通道各配置8个固体发动机阵列，8个固体发动机阵列沿着航天器本体绕滚转轴布置，8个固体发动机阵列的中线与滚转轴垂直，其中4个固体发动机阵列的中线与俯仰轴平行，所产生的推力方向用于滚转轴正方向控制，4个固体发动机阵列的中线与偏航轴平行，所产生的推力方向用于滚转轴负方向控制；
对于所述滚转姿态控制通道，遍历方法选取固体发动机开机的方法如下：
(4.1b)、遍历所选取的固体发动机阵列中线上未点过火的发动机，依次计算各个发动机开机所产生的冲量矩，与滚转姿态控制通道期望的冲量矩进行对比，选取所产生冲量矩与对应姿态控制通道期望冲量矩最接近的发动机所产生的冲量矩，记为第三冲量矩；
(4.2b)、遍历所选取的固体发动机阵列中线为轴对称的未点过火的两个对称发动机，计算该两个对称发动机对偶开机所产生的冲量矩，选取所产生冲量矩与对应姿态控制通道期望冲量矩最接近的两个对称发动机对所产生的冲量矩，记为第四冲量矩；
(4.3b)、将第三冲量矩和第四冲量矩与对应姿态控制通道期望冲量矩进行对比，若第三冲量矩更接近期望冲量矩，则选择第三冲量矩对应的发动机点火进行姿态控制，若第四冲量矩更接近期望冲量矩，则选择第四冲量矩对应的两个对称发动机点火进行姿态控制；
(5)、重复(2)-(4)的步骤，直至航天器俯仰轴、偏航轴、滚转轴期望的冲量矩均小于预设的冲量矩门限值。
CN202110282611.XA 2021-03-16 2021-03-16 一种多约束条件下航天器姿态控制方法 Active CN113110535B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110282611.XA CN113110535B (zh) 2021-03-16 2021-03-16 一种多约束条件下航天器姿态控制方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110282611.XA CN113110535B (zh) 2021-03-16 2021-03-16 一种多约束条件下航天器姿态控制方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113110535A CN113110535A (zh) 2021-07-13
CN113110535B true CN113110535B (zh) 2023-06-06

Family

ID=76711688

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110282611.XA Active CN113110535B (zh) 2021-03-16 2021-03-16 一种多约束条件下航天器姿态控制方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113110535B (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116176870B (zh) * 2023-03-20 2023-09-19 北京星途探索科技有限公司 一种用于飞行器的固体姿轨控动力系统

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5850993A (en) * 1995-08-25 1998-12-22 Martin Marietta Corp. Spacecraft thruster operation for improved orbital maneuver accuracy
CN100493993C (zh) * 2007-12-26 2009-06-03 北京控制工程研究所 一种卫星的自主变轨方法
CN103253382B (zh) * 2013-05-24 2015-05-27 北京控制工程研究所 一种高精度发动机联合变轨方法
US9428285B2 (en) * 2014-08-17 2016-08-30 The Boeing Company System and method for managing momentum accumulation
US20210284361A1 (en) * 2019-07-17 2021-09-16 Skeyeon, Inc. Systems and methods for attitude control for a satellite
CN110764528B (zh) * 2019-10-18 2023-05-12 北京航天长征飞行器研究所 一种舰载火箭弹垂直转弯控制方法
CN111946489B (zh) * 2020-08-11 2021-11-16 北京机械设备研究所 重力定向阵列式固体发动机及推力输出定向控制方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN113110535A (zh) 2021-07-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108931987B (zh) 一种姿态控制系统设计方法
CN106444807B (zh) 一种栅格舵与侧喷流的复合姿态控制方法
CN113110535B (zh) 一种多约束条件下航天器姿态控制方法
CN110488852B (zh) 一种高超声速飞行器全剖面自适应控制方法
CN104267733B (zh) 基于混杂预测控制的姿控式直接侧向力和气动力复合导弹姿态控制方法
CN106527122B (zh) 平流层飞艇定高飞行非线性pid控制方法
CN109858106A (zh) 基于高斯伪谱法的飞行器小翼伸缩量优化方法
CN107065544A (zh) 基于攻角幂函数的高超飞行器神经网络控制方法
CN106896722A (zh) 采用状态反馈与神经网络的高超飞行器复合控制方法
CN106774375A (zh) 一种临近空间高超声速飞行器btt制导控制方法
CN106707759A (zh) 一种飞机Herbst机动控制方法
CN104536448B (zh) 一种基于Backstepping法的无人机姿态系统控制方法
CN106814626A (zh) 基于模糊变结构的超声速飞行器过载指令快速跟踪方法
CN103226631A (zh) 一种小推力转移轨道快速设计与优化方法
CN112000127B (zh) 一种基于反步法的飞行器横侧向联合控制方法
CN111580547A (zh) 一种高超声速飞行器编队控制方法
Piao et al. Lateral control using parameter self-tuning LQR on autonomous vehicle
CN104656659B (zh) 舰载机滑跃起飞自动飞行控制方法
CN113656920B (zh) 一种可降低舵机功率冗余的导弹舵面铰链力矩设计方法
CN104914873B (zh) 一种姿轨控发动机的耦合方法
Liang et al. Optimal design of the aerodynamic parameters for a supersonic two-dimensional guided artillery projectile
CN116700013A (zh) 一种飞行器最快爬升轨迹混合优化方法
CN111008488B (zh) 一种螺旋桨无人机发射过程反扭矩建模方法
Wang et al. Six-DOF trajectory optimization for reusable launch vehicles via Gauss pseudospectral method
CN111007867B (zh) 一种可预设调整时间的高超声速飞行器姿态控制设计方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant