【技术实现步骤摘要】
一种航天器三超控制多级协同规划与敏捷机动方法
本专利技术属于航天器姿态控制领域，涉及一种航天器三超控制多级协同规划与敏捷机动方法，能够有效实现追踪航天器高精度指向目标航天器的敏捷机动控制。
技术介绍
当前航天器对跟踪控制提出了三超(超高精度、超高稳定度、超敏捷)的要求，目标航天器指向跟踪任务期间，要求追踪航天器中的光学载荷能够指向目标航天器，并进行高精度姿态跟踪与保持控制，以获取清晰稳定的目标航天器图像信息。而在整个跟踪过程中需要尽可能的保持追踪航天器y轴(太阳翼)指向太阳进行能力获取，满足整星能源供应要求；在整个追踪航天器指向目标航天器的过程中，追踪航天器和目标航天器都处于快速的运动状态，指向过程中存在指向速度快、指向精度高的需求以及相对姿态变化快的矛盾问题。为实现追踪航天器高精度指向目标航天器，追踪航天器往往采用星体一级控制系统和载荷二级控制系统。在追踪航天器敏捷机动指向目标航天器的动态过程中，如何实现追踪航天器两级系统的控制协调和敏捷机动动态规划，是实现对目标航天器高精度观测的前提。现有追踪航天器敏捷机动指向目标航天器控制方法存在以下不足：1、难以实现追踪航天器动态轨迹规划由于现有的追踪航天器对目标航天器观测时，更多的采用直接观测的方法，不进行对目标航天器指向控制。所设计轨迹规划方法更多的侧重于期望姿态固定的敏捷机动。而在整个追踪航天器指向目标航天器过程中，追踪航天器与目标航天器都处于实时运动状态，且对指向控制精度要求较高。现有的轨迹规划方法，难以满足这类指向控制精度要求高且相对姿态动态变化的需...
【技术保护点】
1.一种航天器三超控制多级协同规划与敏捷机动方法，其特征在于包括如下步骤：/n(1)建立追踪航天器星体-主动指向超静平台-载荷两级姿态动力学模型；/n(2)通过轨道外推信息获得追踪航天器与目标航天器的相对姿态和相对角速度信息；/n(3)计算指向过程初始时刻t
【技术特征摘要】
1.一种航天器三超控制多级协同规划与敏捷机动方法，其特征在于包括如下步骤：
(1)建立追踪航天器星体-主动指向超静平台-载荷两级姿态动力学模型；
(2)通过轨道外推信息获得追踪航天器与目标航天器的相对姿态和相对角速度信息；
(3)计算指向过程初始时刻t0时，追踪航天器机动欧拉轴、欧拉角以及机动时间；
(4)在时间t为：t0≤t≤t0+tf时，计算追踪航天器指向目标航天器的实时目标姿态qr，目标角速度ωr和目标角加速度ar，之后进入步骤(5)；其中，tf为总机动时间；
(5)采用多项式插值计算载荷的目标姿态qpr，载荷的目标角速度ωpr和载荷的目标角加速度apr，之后进入步骤(10)；
(6)在时间t为：t>t0+tf时，计算追踪航天器载荷视线与目标航天器的相对位置和相对姿态在本体坐标系下的表达；相对姿态包括方位角α、俯仰角β；相对姿态角速度包括方位角速度ωα和俯仰角速度ωβ；
(7)通过步骤(6)得到的相对姿态进行姿态判别，若成立的进入步骤(7)，否则返回步骤(2)，迭代计算追踪航天器指向目标航天器的目标姿态；
(8)引入光学相机的测量值，将相机的测量值方位角αm，俯仰角βm作为载荷二级控制的目标姿态；
(9)通过光学相机的测量值方位角αm、俯仰角βm以及载荷和星体之间的位移测量相对姿态θbpx、θbpy计算星体的目标姿态、和目标角速度，之后进入步骤(10)；
(10)计算星体姿态控制误差θerrb＝[θerrbxθerrbyθerrbz]和角速度控制误差ωerrb＝[ωerrbxωerrbyωerrbz]；计算载荷姿态控制误差θerrp＝[θerrpxθerrpyθerrpz]和角速度控制误差ωerrb＝[ωerrpxωerrpyωerrpz]；
(11)采用PID形式的控制器，计算星体姿态控制力矩，进行星体姿态控制；采用PID形式的控制器，计算载荷姿态控制力矩，进行载荷姿态控制，从而实现航天器三超控制多级协同规划与敏捷机动。
2.根据权利要求1所述的一种航天器三超控制多级协同规划与敏捷机动方法，其特征在于：所述步骤(1)建立追踪航天器星体-主动指向超静平台-载荷两级姿态动力学模型，采用状态方程表示为：
其中，x为状态变量，由追踪航天器星体和载荷的广义位移及广义速度构成；A为系统矩阵，由追踪航天器惯性参数阵M、主动指向超静平台对追踪航天器星体和载荷质心的刚度阵K、阻尼阵C以及单位矩阵I构成；u为输入向量，由载荷控制向量up＝fLpa、追踪航天器星体控制量ub＝[0,τbb]T构成；τbb为星体三轴姿态控制力矩；fLpa为主动指向超静平台控制力；B为输入变换矩阵，由主动指向超静平台对追踪航天器星体质心的Jacobi阵Jb和对载荷质心的Jacobi阵Jp构成；C为输出矩阵；y为追踪航天器星体和载荷的广义位移和广义速度输出量。
3.根据权利要求2所述的一种航天器三超控制多级协同规划与敏捷机动方法，其特征在于：所述步骤(2)通过轨道外推信息获得追踪航天器与目标航天器的相对姿态和相对角速度信息，具体为：
追踪航天器与目标航天器之间的相对位置ρi与速度表达如下：
ρi＝rs-rb
其中，rb、vb分别为追踪航天器在地心惯性系下位置矢量和速度矢量，rs、vs分别为目标航天器在地心惯性系下的位置矢量和速度矢量，ωbi为追踪航天器本体坐标系相对于地心惯性系的角速度在惯性系下的表达；(ωbi)×为ωbi反对称阵；
计算追踪航天器与目标航天器之间的指向初始时刻t0的相对姿态：
追踪航天器指向目标航天器的目标姿态方向余弦阵表示为：
Csi＝[xyz]T
其中，z＝ρi/||ρi||，y＝ρi×si/||ρi×si||，x＝y×z，si为太阳光线矢量在地心惯性系投影；
追踪航天器指向目标航天器的相对目标姿态在地心惯性系下的表达为：
qsb＝dcm2quat(Csb)
其中，dcm2quat为方向余弦阵与四元数之间的转换函数；qsb为追踪航天器指向目标航天器的目标四元数，Cbi是航天器本体系与惯性系的方向余弦阵。
4.根据权利要求3所述的一种航天器三超控制多级协同规划与敏捷机动方法，其特征在于：所述步骤(3)计算指向过程初始时刻t0时，追踪航天器机动欧拉轴、欧拉角以及机动时间，具体为：
(3-1)设置追踪航天器初始姿态四元数为q0，目标姿态四元数为qsb，则追踪航天器三轴机动的误差四元数表示为qm：
其中，qm＝[qm1,qm2,qm3,qm4]T为机动误差四元数，其中qm4为标量部分；
(3-2)机动时绕欧拉轴的转角θm计算为：
θm＝2arccos(qm4)；
(3-3)机动的欧拉轴e＝[ex,ey,ez]T计算为：
(3-4)采用正弦路径规划方法对动态规划转角θ计进行规划：设计追踪航天器敏捷机动最大角加速度amax＝3°/s2、敏捷机动最大角速度ωmax＝6°/s，动态规划转角θ，采用正弦路径规划方法对动态规划转角θ进行规划:
计算匀加/减速段时长ta：ta＝ωmax/2πamax
计算匀速段时长tc：tc＝θ/2πamaxta-ta
计算总机动时间tf：tf＝tc+2ta。
5.根据权利要求4所述的一种航天器三超控制多级协同规划与敏捷机动方法，其特征在于：所述步骤(4)在时间t为：t0≤t≤t0+tf时，计算追踪航天器指向目标航天器的实时目标姿态qr，目标角速度ωr和目标角加速度ar，具体为：
(4-1)计算动态规划转角θ：
目标角加速度a：
目标角速度ω：
动态规划转角θ：
(4-2)计算追踪航天器本体坐标系下的目标姿态qr、目标角速度ωr和目标角加速度ar，具体为：
6.根据权利要求5所述的一种航天器三超控制多级协同规划与敏捷机动方法，其特征在于：所述步骤(5)采用多项式插值计算载荷的目标姿态qpr，载荷的目标角速度ωpr，具体为
(5-1)载荷姿态机动缓存序列计数标志N增加1；载荷姿态机动序列数组依次左移一列，即ωpseq[k][i]＝ωpseq[3][i+1]，θpseq[k][i]＝θpseq[k][i+1]，tseq[i]＝tseq[i+1]，i＝1,2,Nmax-1，k＝0,1,2；ωpseq[k][Nmax]＝ωb(t)，θpseq[k][Nmax]＝θb(t)，tseq[Nmax]＝t；
其中，ωpseq[k][i]为载荷第k个轴第i时刻的缓存角速度序列，θpseq[k][i]为载荷第k个轴第i时刻的缓存姿态角序列，tseq[k][i]为载荷第k个轴第i时刻对应的时间序列；Nmax为载荷缓存序列中的最大个数；N为载荷缓存序列计数标志；
θb(t)＝quat2angle(qr),ωb(t)＝ωr；
(5-2)判断载荷缓存序列计数标志N是否大于Nmax，若N≤Nmax，则进行步骤(5-1)；若N>Nmax，则进行下一步；
(5-3)载荷姿态机动计数标志N保持不变；设置航天...
【专利技术属性】
技术研发人员：关新，汤亮，袁利，王有懿，姚宁，宗红，张科备，郝仁剑，郭子熙，冯骁，刘昊，龚立纲，
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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