【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，McI...
【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)...
【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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