本发明专利技术涉及一种受指向约束的自主姿态机动控制的方法，属于航天器姿态控制技术领域。该方法采用在单位球面S上，以敏感器目标指向矢量rd的末端点为目标点位置，敏感器当前的指向矢量r的末端点为当前位置，指向约束所形成的球冠面为障碍区域，构建关于r的末端点在球面上运动的导航函数V，然后根据导航函设计控制力矩表达式，通过改变控制力矩参数来调整控制力矩的幅值，从而驱动航天器使得敏感器指向目标矢量rd，航天器完成敏感器指向目标矢量rd后，需再绕敏感器矢量方向旋转角度θ，从而实现航天器完整的姿态机动过程。本发明专利技术方法能够明确地对障碍区域的指向规避进行处理，同时对于多个障碍约束时能避免局部极小值，确保航天器安全机动到目标姿态，满足了执行机构有界性的要求，实现了自主航天器指向约束姿态机动的控制。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于航天器姿态控制
，涉及一种受指向约束的自主姿态机动控制的方法。
技术介绍
随着航天器技术的发展以及航天任务的多样化，航天器上有时需要安装弱光敏感器件(如红外望远镜，星敏感器等)来完成特定的探测任务。这些仪器对强光天体特别是太阳的光线很敏感，若不通过必要的措施来防范光线进入到其敏感元器件内，就很容易造成敏感元器件的损坏。在姿态机动过程中，通常的做法是关闭这些器件，但是在某些情况下， 仍需要这些仪器处于工作状态，这就要求专利技术姿态机动的指向规避方法。在处理这个问题的方法中，总的说来有两类，一是提前规划出姿态机动序列，然后通过执行逐步跟踪序列点，从而完成整个姿态机动过程；另一种是将规划与执行同时融入到控制器中，即通过构建能量函数，将整个工作空间中的障碍区域表示成高势能区，目标处表示成低势能区，然后融入姿态动力学与运动学，得出合适的控制输入，从而驱动航天器姿态旋转到目标姿态。前一类方法一般需要较高的计算代价，对于星上计算资源有限的航天器来说并不可取。而后一类方式对计算资源要求较少，相比之下更能较好满足星上实时性的要求。针对后一类方法，Wisniewski, R. and P. Kulczycki 在〃 Slew maneuver control for spacecraft equipped with star camera and reaction wheels.“ 一文中，考虑星敏感器指向约束的情况，利用能量成型方法来完成姿态机动过程，但未考虑执行机构控制有界的问题，因此并不能保证实际工程的顺利执行。进一步地，Radice, G. and I. Ali 在"Autonomous attitude using potential function method under control input saturation" 一文中，同样在考虑一个敏感器指向约束的情况，考虑了执行机构的有界性，得到了有界的控制输入。但并未处理区域指向约束，在执行过程中只是尽量使指向轴远离障碍指向，很难说明指向是否已经进入到以障碍指向为中心的障碍区域。另外对于多个指向约束时，该方法存在局部解的情况。总的来说，现有的针对受指向约束的姿态机动控制方法中，对障碍区域问题的规避处理还没有明确的方法，另外对多障碍约束时局部极小值的剔除并同时考虑执行机构有界的方法也未出现。
技术实现思路
为了能够明确地对障碍区域的指向进行规避，同时剔除多障碍约束时局部极小值的问题，在考虑执行机构有界的情况下，本专利技术提出一种航天器指向约束姿态机动控制的方法，其具体实现的过程如下步骤一、根据航天器本身的结构安装信息，得到需要考虑指向约束的敏感器指向矢量在本体系下的表示为rb，在惯性系下的表示为r ；根据姿态敏感器信息和星历信息，得到航天器质心到相关的η个天体的矢量在惯性系下的表示分别为r。p j = 1，. . .，η ；根据姿态敏感器信息，得到航天器在惯性系下相对于在本体系下的姿态矩阵Clb，下标表示该姿态矩阵是从本体系b到惯性系I的转换；根据期望姿态矩阵,得到敏感器指向矢量的目标指向在惯性系下的表示为 rd ；步骤二、以航天器质心为中心，建立单位球面S;根据敏感器的视场顶角Θ ^以及相关的η个天体的视角θ…得到敏感器方向矢量r与第η个天体矢量roj之间的约束关系为其中θ」= θ, θ…即敏感器方向矢量r在姿态机动过程中不能进入到由第j个天体矢量为对称中心，顶点在航天器质心，锥顶角为θ j的空间锥内，η个天体的指向将形成η个空间锥，这些空间锥与单位球面S相交后，将单位球面S截出η个球冠面，其中，第j个球冠面的中心与球冠边缘的距离为权利要求1. 一种航天器指向约束姿态机动控制的方法，其特征在于该方法实现的具体过程如下步骤一、根据航天器本身的结构安装信息，得到需要考虑指向约束的敏感器指向矢量在本体系下的表示为rb，在惯性系下的表示为r ；根据姿态敏感器信息和星历信息，得到航天器质心到相关的η个天体的矢量在惯性系下的表示分别为roj，j = 1，. . .，η ；根据姿态敏感器信息，得到航天器在惯性系下相对于在本体系下的姿态矩阵Clb，下标表示该姿态矩阵是从本体系b到惯性系I的转换； 根据期望姿态矩阵,得到敏感器指向矢量的目标指向在惯性系下的表示为rd ； 步骤二、以航天器质心为中心，建立单位球面S ；根据敏感器的视场顶角θ ^以及相关的η个天体的视角θ oJ,得到敏感器方向矢量r与第η个天体矢量~之间的约束关系为 Λ^<(308θ」，其中θ」= θ, θ。」，即敏感器方向矢量r在姿态机动过程中不能进入到由第j个天体矢量roj为对称中心，顶点在航天器质心，锥顶角为θ j的空间锥内，η个天体的指向将形成η个空间锥，这些空间锥与单位球面S相交后，将单位球面S截出η个球冠面，其中，第j个球冠面的中心与球冠边缘的距离为全文摘要本专利技术涉及一种受指向约束的自主姿态机动控制的方法，属于航天器姿态控制
该方法采用在单位球面S上，以敏感器目标指向矢量rd的末端点为目标点位置，敏感器当前的指向矢量r的末端点为当前位置，指向约束所形成的球冠面为障碍区域，构建关于r的末端点在球面上运动的导航函数V，然后根据导航函设计控制力矩表达式，通过改变控制力矩参数来调整控制力矩的幅值，从而驱动航天器使得敏感器指向目标矢量rd，航天器完成敏感器指向目标矢量rd后，需再绕敏感器矢量方向旋转角度θ，从而实现航天器完整的姿态机动过程。本专利技术方法能够明确地对障碍区域的指向规避进行处理，同时对于多个障碍约束时能避免局部极小值，确保航天器安全机动到目标姿态，满足了执行机构有界性的要求，实现了自主航天器指向约束姿态机动的控制。文档编号G05D1/08GK102331785SQ201110199698公开日2012年1月25日 申请日期2011年7月16日 优先权日2011年7月16日专利技术者崔平远, 崔祜涛, 徐瑞, 朱圣英, 程小军 申请人:北京理工大学本文档来自技高网...
【技术保护点】
１．一种航天器指向约束姿态机动控制的方法，其特征在于：该方法实现的具体过程如下：步骤一、根据航天器本身的结构安装信息，得到需要考虑指向约束的敏感器指向矢量在本体系下的表示为ｒｂ，在惯性系下的表示为ｒ；根据姿态敏感器信息和星历信息，得到航天器质心到相关的ｎ个天体的矢量在惯性系下的表示分别为ｒｏｊ，ｊ＝１，．．．，ｎ；根据姿态敏感器信息，得到航天器在惯性系下相对于在本体系下的姿态矩阵ＣＩｂ，下标表示该姿态矩阵是从本体系ｂ到惯性系Ｉ的转换；根据期望姿态矩阵得到敏感器指向矢量的目标指向在惯性系下的表示为ｒｄ；步骤二、以航天器质心为中心，建立单位球面Ｓ；根据敏感器的视场顶角θ０以及相关的ｎ个天体的视角θｏｊ，得到敏感器方向矢量ｒ与第ｎ个天体矢量ｒｏｊ之间的约束关系为ｒＴｒｏｊ＜ｃｏｓθｊ，其中θｊ＝θ０＋θｏｊ，即敏感器方向矢量ｒ在姿态机动过程中不能进入到由第ｊ个天体矢量ｒｏｊ为对称中心，顶点在航天器质心，锥顶角为θｊ的空间锥内，ｎ个天体的指向将形成ｎ个空间锥，这些空间锥与单位球面Ｓ相交后，将单位球面Ｓ截出ｎ个球冠面，其中，第ｊ个球冠面的中心与球冠边缘的距离为ρｊ，（ｍａｔｈ）??（ｍｒｏｗ）?（ｍｓｕｂ）?（ｍｉ）＆ｒｈｏ；（／ｍｉ）?（ｍｉ）ｊ（／ｍｉ）?（／ｍｓｕｂ）?（ｍｏ）＝（／ｍｏ）?（ｍｓｑｒｔ）?（ｍｎ）２（／ｍｎ）?（ｍｏ）－（／ｍｏ）?（ｍｎ）２（／ｍｎ）?（ｍｉ）ｃｏｓ（／ｍｉ）?（ｍｓｕｂ）?（ｍｉ）＆ｔｈｅｔａ；（／ｍｉ）?（ｍｉ）ｊ（／ｍｉ）?（／ｍｓｕｂ）?（／ｍｓｑｒｔ）?（ｍｏ）；（／ｍｏ）?（／ｍｒｏｗ）?（／ｍａｔｈ）步骤三、在单位球面Ｓ上，以敏感器目标指向矢量ｒｄ的末端点为目标点位置，敏感器当前的指向矢量ｒ的末端点为当前位置，指向约束所形成的球冠面为障碍区域，构建关于ｒ的末端点在球面上运动的导航函数Ｖ；导航函数Ｖ为：（ｍａｔｈ）??（ｍｒｏｗ）?（ｍｉ）Ｖ（／ｍｉ）?（ｍｏ）＝（／ｍｏ）?（ｍｓｕｐ）?（ｍｒｏｗ）?（ｍｏ）（（／ｍｏ）?（ｍｆｒａｃ）?（ｍｓｕｂｓｕｐ）?（ｍｉ）＆ｇａｍｍａ；（／ｍｉ）?（ｍｉ）ｄ（／ｍｉ）?（ｍｉ）ｋ（／ｍｉ）?（／ｍｓｕｂｓｕｐ）?（ｍｒｏｗ）?（ｍｓｕｂｓｕｐ）?（ｍｉ）＆ｇａｍｍａ；（／ｍｉ）?（ｍｉ）ｄ（／ｍｉ）?（ｍｉ）ｋ（／ｍｉ）?（／ｍｓｕｂｓｕｐ）?（ｍｏ）＋（／ｍｏ）?（ｍｉ）＆ｂｅｔａ；（／ｍｉ）?（／ｍｒｏｗ）?（／ｍｆｒａｃ）?（ｍｏ））（／ｍｏ）?（／ｍｒｏｗ）?（ｍｒｏｗ）?（ｍｎ）１（／ｍｎ）?（ｍｏ）／（／ｍｏ）?（ｍｉ）ｋ（／ｍｉ）?（／ｍｒｏｗ）?（／ｍｓｕｐ）?（ｍｏ）－（／ｍｏ）?（ｍｏ）－（／ｍｏ）?（ｍｏ）－（／ｍｏ）?（ｍｒｏｗ）?（ｍｏ）（（／ｍｏ）?（ｍｎ）１（／ｍｎ）?（ｍｏ））（／ｍｏ）?（／ｍｒｏｗ）?（／ｍｒｏｗ）?（／ｍａｔｈ）其中，ｋ为常数，ｋ≥２，γｄ＝｜｜ｒ－ｒｄ｜｜２，β和βｊ为中间变量，（ｍａｔｈ）??（ｍｒｏｗ）?（ｍｓｕｂ）?（ｍｉ）＆ｂｅｔａ；（／ｍｉ）?（ｍｉ）ｊ（／ｍｉ）?（／ｍｓｕｂ）?（ｍｏ）＝（／ｍｏ）?（ｍｓｕｐ）?（ｍｒｏｗ）?（ｍｏ）｜（／ｍｏ）?（ｍｏ）｜（／ｍｏ）?（ｍｉ）ｒ（／ｍｉ）?（ｍｏ）－（／ｍｏ）?（ｍｓｕｂ）?（ｍｉ）ｒ（／ｍｉ）?（ｍｉ）ｏｊ（／ｍｉ）?（／ｍｓｕｂ）?（ｍｏ）｜（／ｍｏ）?（ｍｏ）｜（／ｍｏ）?（／ｍｒｏｗ）?（ｍｎ）２（／ｍｎ）?（／ｍｓｕｐ）?（ｍｏ）－（／ｍｏ）?（ｍｓｕｂｓｕｐ）?（ｍｉ）＆ｒｈｏ；（／ｍｉ）?（ｍｉ）ｊ（／ｍｉ）?（ｍｎ）２（／ｍｎ）?（／ｍｓｕｂｓｕｐ）?（ｍｏ）；（／ｍｏ）?（／ｍｒｏｗ）?（／ｍａｔｈ）步骤四、将导航函数融合到控制律的设计过程中，结合姿态动力学和运动学，并利用ｂａｃｋｓｔｅｐｐｉｎｇ方法设计控制力矩ｕ表达式，航天器在控制力矩驱动下旋转；控制力矩ｕ为：其中，μ，η，ｓ为调节参数，Ｊ为航天器的惯量矩阵，ω为航天器的姿态角速度，ωｓ为期望姿态角速度和为期望姿态角速度的导数，［ω×］为航天器姿态角速度的叉乘矩阵；步骤五、根据步骤四中确定的控制力矩表达式，通过改变控制参数μ，η和ｓ，来调整控制力矩的幅值，从而满足航天器执行机构的输出要求；步骤六、根据步骤四和步骤五所确定的控制力矩来驱动航天器，从而使敏感器指向目标矢量ｒｄ；步骤七、航天器完成敏感器指向目标矢量ｒｄ后并未达到完整的目标姿态，需再绕敏感器矢量方向旋转一定角度，从而实现航天器完整的姿态机动过程。...
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：崔祜涛，程小军，崔平远，朱圣英，徐瑞，
申请(专利权)人：北京理工大学，
类型：发明
国别省市：11
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