本发明专利技术公开的一种基于滑模控制的深空探测器约束姿态机动规划方法，涉及一种用于深空探测器约束姿态机动规划方法，属于探测器姿态控制技术领域。本发明专利技术利用滑膜变结构控制方法设计满足动力学和运动学约束、控制力矩有界约束的控制率；采用几何规避方法求出可满足禁忌约束的姿态四元数，得到同时满足动力学、运动学约束、控制力矩有界约束和禁忌约束的路径节点和生成节点的控制力矩，生成探测器姿态机动路径和所需要的控制力矩，实现探测器机动到目标姿态。本发明专利技术不仅考虑动力学和运动学约束、控制力矩有界约束，而且充分满足探测器面临的禁忌约束，能够减小规划路径的曲率，提高探测器从起始姿态机动到目标姿态的效率。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及一种约束姿态机动规划方法，尤其涉及一种深空探测器约束姿态机动规划方法，属于探测器姿态控制
技术介绍
深空探测器在轨运行时，为了完成它所承担的科学任务，必须具有一定的姿态。完成这些姿态的切换需要通过姿态机动来进行实现。但是在姿态机动过程中，探测器必需满足一系列的禁忌约束，比如，某些光学敏感器(如：红外敏感元件或弱光敏感元件等)不能指向强光天体；对目标进行观测时，照相机或者其他遥感器要指向观测目标；穿越行星环或小行星带时，未经加固的表面不能指向容易受到撞击的方向等。这些约束极大地限制了探测器在姿态机动过程中的可行区域。在探测器姿态机动过程中，如何来规避这些禁忌约束是不得不考虑的一个主要问题。禁忌约束可以看作是来自探测器外部环境的约束，然而也需要考虑到探测器自身的动力学约束。一方面，探测器需要满足基本的姿态动力学和运动学约束，这种约束是姿态机动的前提。另一方面，探测器的控制力矩不是无限大的，执行机构的输出力矩是有界的，这对控制器的设计提出了更高的要求。面对以上诸多约束，姿控技术必须要得到相应的改进才能满足航天任务的发展需求。针对这一问题，McInnes C R在“Large angle slew maneuvers withautonomous sun vector avoidance”一文中利用势能函数法求解该问题，这种方法计算简单，对探测器上资源要求较少，但是该方法很难处理控制力矩有界的问题。Cheng X,Cui H,Yu M在“Spacecraft Attitude Maneuver Planning Based onRapidly Exploring Random Tree and Sliding Mode Control”一文中利用快速搜索随机树作为全局规划器，并将局部扩展算法采用滑膜控制，在满足禁忌约束和动力学约束的情况下，规划路径从初始节点安全到达目标节点。但是得到的机动路径曲率较大，不利于探测器实际跟踪。
技术实现思路
本专利技术公开的一种基于滑膜控制的深空探测器约束姿态机动规划方法，要解决的技术问题是在满足探测器面临的各种复杂约束条件下，减小规划路径的曲率，提高探测器从起始姿态机动到目标姿态的效率。本专利技术公开的一种基于滑膜控制的深空探测器约束姿态机动规划方法，在满足探测器面临的各种复杂约束条件下，能够快速地使探测器从起始姿态机动到目标姿态。所述的各种复杂约束包括动力学和运动学约束、控制力矩有界约束、禁忌约束。本专利技术是通过下述技术方案实现的：本专利技术公开的一种基于滑膜控制的深空探测器约束姿态机动规划方法，利用滑膜变结构控制方法设计满足动力学和运动学约束、控制力矩有界约束的控制率。然后采用几何规避方法求出可满足禁忌约束的姿态四元数，得到同时满足动力学、运动学约束、控制力矩有界约束和禁忌约束的路径节点和生成节点的控制力矩，进而生成探测器姿态机动路径和所需要的控制力矩，按照生成探测器姿态机动路径和所需要的控制力矩，可减小规划路径的曲率，实现探测器机动到目标姿态。本专利技术不仅考虑动力学和运动学约束、控制力矩有界约束，而且充分满足探测器面临的禁忌约束，能够减小规划路径的曲率，提高探测器从起始姿态机动到目标姿态的效率。本专利技术公开的一种基于滑膜控制的深空探测器约束姿态机动规划方法，包括如下步骤：步骤一：建立姿态机动参考模型。定义本体坐标系相对于惯性坐标系的误差四元数qe为，qe=qR*⊗q=qe0qevTT---(1)]]>式中：qR为目标四元数，q为当前四元数。为qR的共轭四元数；表示四元数相乘；qev＝[qe1 qe2 qe3]T。则误差旋转矩阵为，R(qe)=R(q)RT(qR)=(qe02-qevTqev)I+2qevqevT-2qe0qev×---(2)]]>定义本体坐标系相对于惯性坐标系的误差角速度ωe为，ωe＝ω-R(qe)ωR (3)式中，ω＝[ω1,ω2,ω3]T是当前探测器在本体系下的角速度，ωR表示目标角速度。误差四元数qe和误差角速度ωe构成姿态机动参考模型。步骤二：采用滑膜控制方法设计控制率，产生控制力矩对姿态进行机动。滑膜面s选取为，s＝ωe+kqev＝J-1he+kqev (4)式中：he＝Jωe，k为正常数。选取Lyapunov函数为，V(s)=12sTJs---(5)]]>V(s)关于时间的导数为，V·(s)=sT[h×J-1h+u-Jω×ωe-JR(qe)J-1hR×J-1hR+kJq·ev---(6)]]>所设计控制率的输出力矩u必须使得(当qe≠0且ωe≠0时)，才能使整个控制系统稳定。综合考虑误差四元数qe、误差角速度ωe的模型，选取飞轮的控制力矩u为，u=h×J-1h-Jωb×ωe+kJq·ev+K1s+λsgn(s)---(7)]]>式中：K1∈R3×3为正定的对角阵；λ＝diag(λi)(i＝1,2,3)为用来限制飞轮产生干扰力矩d的增益矩阵；符号函数sgn(s)＝[sgn(s1) sgn(s2) sgn(s3)]T，sgn(s)的每个元素定义为，sgn(si)=1si>00si=0-1si<0,(i=1,2,3)---(8)]]>根据选取飞轮的控制力矩u，Lyapunov函数的导数为，V.(s)=sTK1s+sT(d-λsgn(s))≤0---(9)]]>由此可得当t→∞时，s(t)→0。也即意味着ωe→0且qev→0。所以式(7)为本步骤设计的控制率。式(7)的控制率是基于滑膜控制方法设计的，可以满足动力学和运动学以及控制力矩有界约束的。步骤三：根据姿态动力学和运动学模型更新角速度ω和四元数q。姿态动力学方程为公式(10)，ω·=J-1(u+d-[ω×]Jω)---(10)]]>J＝diag(J1,J2,J3)表示探测器相对本体系的惯性矩阵，u＝[u1,u2,u3]T为控制力矩在本体系下的分量，d＝[dx dy dz]T为干扰力矩，ω＝[ω1,ω2,ω3]T是当前探测器相对惯性系的角速度在本体系下的表示。由式(10)可知，根据控制力矩u和当前角速度ω，能够积分递推出下一步长的角速度ω(k+1)。姿态运动学方程为公式(11)，{q·0=-12qvTωq·v=12(q0J+qv×)ω---(11)]]>其中，q0为四元数的标量部分，qv＝[q1 q2 q3]T为四元数的矢量部分。q0和qv需要满足归一化约束表示qv的反对称矩阵，qv×=0-q3q2q30-q1-q2q10---(12)]]>由式(12)可以得到下一步长的四元数q(k+1)。步骤四：采用几何规避方法对产生的姿态四元数进行规划，使得姿态四元数满足禁忌约束。禁忌约束可以表示成如公式(13)所示的几何关系，rBTvB≤cos本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种基于滑膜控制的深空探测器约束姿态机动规划方法，其特征在于：包括如下步骤，步骤一：建立姿态机动参考模型；定义本体坐标系相对于惯性坐标系的误差四元数qe为，qe=qR*⊗q=qe0qevTT---(1)]]>式中：qR为目标四元数，q为当前四元数；为qR的共轭四元数；表示四元数相乘；qev＝[qe1 qe2 qe3]T；则误差旋转矩阵为，R(qe)=R(q)RT(qR)=(qe02-qevTqev)I+2qevqevT-2qe0qev×---(2)]]>定义本体坐标系相对于惯性坐标系的误差角速度ωe为，ωe＝ω‑R(qe)ωR (3)式中，ω＝[ω1,ω2,ω3]T是当前探测器在本体系下的角速度，ωR表示目标角速度；误差四元数qe和误差角速度ωe构成姿态机动参考模型；步骤二：采用滑膜控制方法设计控制率，产生控制力矩对姿态进行机动；滑膜面s选取为，s＝ωe+kqev＝J‑1he+kqev (4)式中：he＝Jωe，k为正常数；选取Lyapunov函数为，V(s)=12sTJs---(5)]]>V(s)关于时间的导数为，V·(s)=sT[h×J-1h+u-Jω×ωe-JR(qe)J-1hR×J-1hR+kJq·ev---(6)]]>所设计控制率的输出力矩u必须使得(当qe≠0且ωe≠0时)，才能使整个控制系统稳定；综合考虑误差四元数qe、误差角速度ωe的模型，选取飞轮的控制力矩u为，u=h×J-1h-Jωb×ωe+kJq·ev+K1s+λsgn(s)---(7)]]>式中：K1∈R3×3为正定的对角阵；λ＝diag(λi)(i＝1,2,3)为用来限制飞轮产生干扰力矩d的增益矩阵；符号函数sgn(s)＝[sgn(s1) sgn(s2) sgn(s3)]T，sgn(s)的每个元素定义为，sgn(si)=1si>00si=0-1si<0,(i=1,2,3)---(8)]]>根据选取飞轮的控制力矩u，Lyapunov函数的导数为，V·(s)=-sTK1s+sT(d-λsgn(s))≤0---(9)]]>由此可得当t→∞时，s(t)→0；也即意味着ωe→0且qev→0；所以式(7)为本步骤设计的控制率；步骤三：根据姿态动力学和运动学模型更新角速度ω和四元数q；姿态动力学方程为公式(10)，ω·=J-1(u+d-[ω×]Jω)---(10)]]>J＝diag(J1,J2,J3)表示探测器相对本体系的惯性矩阵，u＝[u1,u2,u3]T为控制力矩在本体系下的分量，d＝[dx dy dz]T为干扰力矩，ω＝[ω1,ω2,ω3]T是当前探测器相对惯性系的角速度在本体系下的表示；由式(10)可知，根据控制力矩u和当前角速度ω，能够积分递推出下一步长的角速度ω(k+1)；姿态运动学方程为公式(11)，q·0=-12qvTωq·v=12(q0J+qv×)ω---(11)]]>其中，q0为四元数的标量部分，qv＝[q1 q2 q3]T为四元数的矢量部分；q0和qv需要满足归一化约束表示qv的反对称矩阵，qv×=0-q3q2q30-q1-q2q10---(12)]]>由式(12)能够得到下一步长的四元数q(k+1)；步骤四：采用几何规避方法对产生的姿态四元数进行规划，使得姿态四元数满足禁忌约束；步骤五：在给出探测器的起始姿态和目标姿态条件下，通过实现上述步骤一、二、三、四闭环规划系统循环，规划出满足约束的路径节点和生成节点的控制力矩，可以生成探测器姿态机动路径和所需要的控制力矩，按照生成探测器姿态机动路径和所需要的控制力矩实现探测器机动到目标姿态。...
【技术特征摘要】
2015.12.28 CN 20151100115621.一种基于滑膜控制的深空探测器约束姿态机动规划方法，其特征在于：包括如下步骤，步骤一：建立姿态机动参考模型；定义本体坐标系相对于惯性坐标系的误差四元数qe为，qe=qR*⊗q=qe0qevTT---(1)]]>式中：qR为目标四元数，q为当前四元数；为qR的共轭四元数；表示四元数相乘；qev＝[qe1 qe2 qe3]T；则误差旋转矩阵为，R(qe)=R(q)RT(qR)=(qe02-qevTqev)I+2qevqevT-2qe0qev×---(2)]]>定义本体坐标系相对于惯性坐标系的误差角速度ωe为，ωe＝ω-R(qe)ωR (3)式中，ω＝[ω1,ω2,ω3]T是当前探测器在本体系下的角速度，ωR表示目标角速度；误差四元数qe和误差角速度ωe构成姿态机动参考模型；步骤二：采用滑膜控制方法设计控制率，产生控制力矩对姿态进行机动；滑膜面s选取为，s＝ωe+kqev＝J-1he+kqev (4)式中：he＝Jωe，k为正常数；选取Lyapunov函数为，V(s)=12sTJs---(5)]]>V(s)关于时间的导数为，V·(s)=sT[h×J-1h+u-Jω×ωe-JR(qe)J-1hR×J-1hR+kJq·ev---(6)]]>所设计控制率的输出力矩u必须使得(当qe≠0且ωe≠0时)，才能使整个控制系统稳定；综合考虑误差四元数qe、误差角速度ωe的模型，选取飞轮的控制力矩u为，u=h×J-1h-Jωb×ωe+kJq·ev+K1s+λsgn(s)---(7)]]>式中：K1∈R3×3为正定的对角阵；λ＝diag(λi)(i＝1,2,3)为用来限制飞轮产生干扰力矩d的增益矩阵；符号函数sgn(s)＝[sgn(s1) sgn(s2) sgn(s3)]T，sgn(s)的每个元素定义为，sgn(si)=1si>00si=0-1si<0,(i=1,2,3)---(8)]]>根据选取飞轮的控制力矩u，Lyapunov函数的导数为，V·(s)=-sTK1s+sT(d-λsgn(s))≤0---(9)]]>由此可得当t→∞时，s(t)→0；也即意味着ωe→0且qev→0；所以式(7)为本步骤设计的控制率；步骤三：根据姿态动力学和运动学模型更新角速度ω和四元数q；姿态动力学方程为公式(10)，ω·=J-1(u+d-[ω×]Jω)---(10)]]>J＝diag(J1,J2,J3)表示探测器相对本体系的惯性矩阵，u＝[u1,u2,u3]T为控制力矩在本体系下的分量，d＝[dx dy dz]T为干扰力矩，ω＝[ω1,ω2,ω3]T是当前探测器相对惯性系的角速度在本体系下的表示；由式(10)可知，根...
【专利技术属性】
技术研发人员：徐瑞，武长青，崔平远，朱圣英，高艾，尚海滨，
申请(专利权)人：北京理工大学，
类型：发明
国别省市：北京;11
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