【技术实现步骤摘要】
一种基于角加速度导数为正弦曲线的飞行器姿态快速机动 方法
本专利技术涉及一种挠性航天器的快速机动控制方法，尤其涉及一种基于角加速度导 数为正弦曲线的飞行器姿态快速机动方法，属于航天器姿态控制领域，
技术介绍
现代航天器通常带有大型太阳帆板等轻型结构的挠性附件，在挠性航天器的飞行 过程中，常常需要快速地进行大角度姿态机动以满足任务要求。理论分析表明，由于航天器 的中心刚体动力学和挠性附件振动之间存在着强烈耦合，其姿态机动到大角度时非线性动 力学特性更为显著，常常导致挠性附件持续强烈振动，进而严重影响姿态运动，甚至直接威 胁着航天器结构的安全。挠性航天器姿态大角度快速机动模式，给姿态控制与振动抑制带 来了很大的挑战。 针对挠性航天器姿态机动控制以及振动抑制问题，已有研究表明，优化机动路径 是实现大角度快速机动和快速稳定的有效措施。目前有代表性的机动路径规划方法包括基 于bang-bang的轨迹规划方法和基于角加速度正弦曲线的规划方法。其中bang-bang轨迹 规划方法规划时间短，但对挠性模态的振动激发剧烈，飞行器机动后的稳定时间长。基于正 弦曲线的角加速度轨迹规划方法对挠性模态激发小，不过考虑到挠性模态与航天器姿态角 速度的耦合关系。由于规划方法只考虑了角加速度的连续，角加速度的导数在规划起始时 刻和结束时刻都会跳变，对挠性模态仍存在一定的激发作用，对姿态机动到位后的稳定不 利。 针对目前机动轨迹规划方法的不足，考虑对角加速度的导数进行轨迹规划，最终 规划的轨迹保证了角加速度的平滑性。采用基于角加加速度正弦曲线的快速机动轨...
【技术保护点】
一种基于角加速度导数为正弦曲线的飞行器姿态快速机动方法，其特征在于步骤如下：(1)根据飞行器上所配置的执行机构确定飞行器姿态机动最大角加速度am；(2)根据飞行器上所配置的执行机构角动量包络和敏感器量程确定飞行器姿态机动最大角速度(3)当飞行器接收到地面发送的姿态机动控制指令时，飞行器控制系统根据接收到的姿态机动角度θm和已确定的姿态机动最大角速度和姿态机动最大角加速度am计算出飞行器姿态机动飞行轨迹的特征转折时刻；(4)飞行器控制系统利用步骤(3)所计算的特征转折时刻，按照角加速度导数为分段正弦曲线实时计算出飞行器姿态机动时的目标姿态角加速度ar、目标姿态角速度和目标姿态角度θr；(5)飞行器控制系统按照步骤(4)计算得到的姿态机动目标姿态角加速度ar、目标姿态角速度和目标姿态角度θr进行飞行器姿态机动控制。
【技术特征摘要】
1. 一种基于角加速度导数为正弦曲线的飞行器姿态快速机动方法，其特征在于步骤如 下： (1) 根据飞行器上所配置的执行机构确定飞行器姿态机动最大角加速度am ; (2) 根据飞行器上所配置的执行机构角动量包络和敏感器量程确定飞行器姿态机动最 大角速度6m; (3) 当飞行器接收到地面发送的姿态机动控制指令时，飞行器控制系统根据接收到的 姿态机动角度Θ m和已确定的姿态机动最大角速度和姿态机动最大角加速度am计算出 飞行器姿态机动飞行轨迹的特征转折时刻； (4) 飞行器控制系统利用步骤（3)所计算的特征转折时刻，按照角加速度导数为分段 正弦曲线实时计算出飞行器姿态机动时的目标姿态角加速度目标姿态角速度$?和目标 姿态角度Θ (5) 飞行器控制系统按照步骤（4)计算得到的姿态机动目标姿态角加速度目标姿 态角速度~和目标姿态角度％进行飞行器姿态机动控制。2. 根据权利要求1所述的一种基于角加速度导数为正弦曲线的飞行器姿态快速机动 方法，其特征在于：所述计算特征转折时刻的方法为：设飞行器姿态机动飞行轨迹分为加 速段、匀速段...
【专利技术属性】
技术研发人员：田科丰，宗红，姚宁，雷拥军，王淑一，何海锋，朱琦，吕高见，傅秀涛，綦艳霞，潘立鑫，李晶心，
申请(专利权)人：北京控制工程研究所，
类型：发明
国别省市：北京;11
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