本发明专利技术公开了一种带反作用飞轮的卫星时间最优姿态机动方法，包括以下几个步骤：第一步、建立考虑反作用轮动力学的航天器姿态运动模型，在此基础上建立卫星时间最优姿态机动模型；第二步、针对考虑了反作用轮动力学的航天器姿态运动模型获取开环最优控制；第三步、获取鲁棒反馈控制器，实现航天器重定向姿态机动；本发明专利技术实现航天器的最快姿态机动，而且机动控制的精度高、鲁棒性强，能满足执行机构的力矩饱和和动量饱和约束。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及一种航天器快速，高精度机动的控制方法，具体涉及一种，属于航天器控制
技术介绍
带反作用轮的航天器时间最短重定向机动问题就是要找到一种控制使得航天器在最短的时间内实现从某一稳定的姿态机动到另一稳定的姿态。一些最优控制律是通过采用直接方法或间接方法得到的。K. D. Bilimoria, and B. Wie，“Time-Optimal Three-Axis Reorientation of a Rigid Spacecraft, ”Journal of Guidance Control and Dynamics, Vol. 16，No. 3，1993，pp. 446-452.公开了一个针对刚体航天器三轴重定向的bang-bang控制，并且证明了绕特征轴的旋转不是时间最优的。H. Shen,and P. Tsiotras,"Time-Optimal Control of Axisymmetric Rigid Spacecraft Using Two Controls,，，Journal of Guidance Control and Dynamics，Vol. 22，No. 5，1999，pp. 682-694.中，仅通过两个控制实现了轴对称刚体航天器的最优机动。L.C.Lai，C.C.Yang，and C. J. ffu, "Time-Optimal Maneuvering Control of a Rigid Spacecraft,"ACTA Astronautica, Vol. 60, No. 10, 2007，pp. 791-800.中，把时间最优机动控制问题转换成非线性规划问题，把控制参数作为优化设计变量，通过遗传算法求得了最优解。M.V.LeVSkii，“The Problem of the Time-Optimal Control of Spacecraft Reorientation,，，Journal of Applied Mathematics and Mechanics, Vol. 73, No. 1,2009, pp. 16—25.采用庞德里亚金极大值原理求解了考虑航天器角动量约束的最短时间旋转问题。A.Fleming，P. Sekhavat, and I. Μ. Ross, "Minimum-Time Reorientation of a Rigid Body,，，Journal of Guidance Control and Dynamics, Vol. 33, No. 1,2010, pp. 160-170.采用了间接方法和伪谱法求得了考虑约束的最优重定向问题。S. Liu, and Τ. Singh, "Fuel/Time Optimal Control of Spacecraft Maneuvers,，，Journal of Guidance Control and Dynamics, Vol. 20, No. 2, 1996，pp. 394-397.开发了 STO算法并解决了在三个独立有界的脉冲控制下的燃料最优和时间最优姿态机动问题。X.Bao，and J. L. Junkins，“New Results for Time-Optimal Three-Axis Reorientation of a Rigid Spacecraft，，Journal of Guidance Control and Dynamics, Vol. 32，No. 4，2009，pp. 1071-1076.的研究显示航天器绕特征轴的机动在控制输入约束的前提下是时间最优的方法。R.G. Melton，“Boundary Points and Arcs in Constrained, Time-Optimal Satellite Reorientation Maneuvers,，，AIAA/ AASAstrodynamics Specialist Conference,2~5August 2010, Toronto, Ontario,Canada, PP. 1-16中，求解卫星时间最优重定向机动问题时考虑边界点和边界弧作为约束。在现有技术中的最优姿态重定向机动没有将执行机构的动力学考虑在卫星的姿态动力学中，精度有待提高
技术实现思路
本专利技术的目的是为了解决上述问题，提出一种。本专利技术的，包括以下几个步骤第一步、建立考虑反作用轮动力学的航天器姿态运动模型，在此基础上建立卫星时间最优姿态机动模型；第二步、针对考虑了反作用轮动力学的航天器姿态运动模型获取开环最优控制；第三步、获取鲁棒反馈控制器，实现航天器重定向姿态机动；本专利技术的优点在于(1)实现航天器的最快姿态机动；(2)机动控制的精度高；⑶鲁棒性强；(4)能满足执行机构的力矩饱和和动量饱和约束。 附图说明图1是本专利技术的方法流程图；图2是本专利技术的有3个反作用轮的卫星布局图；图3是本专利技术的姿态重定向机动；图4是本专利技术的实施例中开环最优四元数曲线；图5是本专利技术的实施例中开环最优角速度曲线；图6是本专利技术的实施例中反作用轮的开环最优角速度曲线；图7是本专利技术的实施例中开环最优控制力矩曲线；图8是本专利技术的实施例中在三种控制方案下的姿态重定向机动曲线。图中具体实施例方式下面将结合附图和实施例对本专利技术作进一步的详细说明。本专利技术是一种，流程如图1所示，针对反作用轮安装在惯性轴上的航天器，从一种稳定的姿态机动到另一种稳定的姿态，包括以下几个步骤第一步、建立考虑反作用轮动力学的航天器姿态运动模型，在此基础上建立卫星时间最优姿态机动模型；1、建立考虑反作用轮动力学的航天器姿态运动模型；姿态运动模型包括姿态动力学模型和姿态运动学模型。如图2所示，为一个有三个反作用轮安装在惯性轴上的刚体卫星的布局，图中 Oxbybzb为飞行器坐标系，0是飞行器的质心，反作用轮主要用于吸收周期扰动力矩，偶尔用于卫星姿态重定向机动。姿态是通过四元数来描述的，用四元数描述的姿态运动学模型如下所示。q = -Q(ra) = -Ξ( )ω(1) 其中，q = τ是卫星的角速度向量，ωι、ω2、ω3分别为卫星的角速度向量在飞行器坐标系三个轴上的分量，Q( ω)和Ξ (q)是如下矩阵权利要求1. 一种，针对反作用轮安装在惯性轴上的航天器，从一种稳定的姿态机动到另一种稳定的姿态，其特征在于，包括以下几个步骤第一步、建立考虑反作用轮动力学的航天器姿态运动模型，在此基础上建立卫星时间最优姿态机动模型；(1)建立考虑反作用轮动力学的航天器姿态运动模型； 姿态运动模型包括姿态动力学模型和姿态运动学模型； 姿态运动学模型为全文摘要本专利技术公开了一种，包括以下几个步骤第一步、建立考虑反作用轮动力学的航天器姿态运动模型，在此基础上建立卫星时间最优姿态机动模型；第二步、针对考虑了反作用轮动力学的航天器姿态运动模型获取开环最优控制；第三步、获取鲁棒反馈控制器，实现航天器重定向姿态机动；本专利技术实现航天器的最快姿态机动，而且机动控制的精度高、鲁棒性强，能满足执行机构的力矩饱和和动量饱和约束。文档编号B64G1/24GK102343985SQ20111019156公开日2012年2月8日 申请日期2011本文档来自技高网...
【技术保护点】
１．一种带反作用飞轮的卫星时间最优姿态机动方法，针对反作用轮安装在惯性轴上的航天器，从一种稳定的姿态机动到另一种稳定的姿态，其特征在于，包括以下几个步骤：第一步、建立考虑反作用轮动力学的航天器姿态运动模型，在此基础上建立卫星时间最优姿态机动模型；（１）建立考虑反作用轮动力学的航天器姿态运动模型；姿态运动模型包括姿态动力学模型和姿态运动学模型；姿态运动学模型为：＊＊＊其中，ｑ＝［ｑ１，ｑ２，ｑ３，ｑ４］Ｔ是四元数向量，ｑ１，ｑ２，ｑ３，ｑ４分别为四元数的四个分量，ω＝［ω１，ω２，ω３］Ｔ是卫星的角速度向量，ω１、ω２、ω３分别为卫星的角速度向量在飞行器坐标系三个轴上的分量，Ｑ（ω）和Ξ（ｑ）为：＊＊＊其中，Ｉ３×３表示３×３的单位矩阵，ω×和是反对称矩阵，如下：＊＊＊姿态动力学模型为：＊＊＊其中，Ｉｓ和ＩＲＷ分别是卫星和反作用轮的惯性矩矩阵，Ω反作用轮的角速度向量，Ω＝［Ω１，Ω２，Ω３］Ｔ，Ω１，Ω２，Ω３分别为安装在Ｏｘｂ，Ｏｙｂ和Ｏｚｂ轴上的反作用轮的角速度，Ｔｕ是反作用轮的力矩向量，Ｔｕ＝［Ｔｕ１ Ｔｕ２ Ｔｕ３］Ｔ，Ｔｕ１ Ｔｕ２ Ｔｕ３分别表示安装在Ｏｘｂ，Ｏｙｂ和Ｏｚｂ轴上的反作用轮产生的力矩，Ｔｅｘ是环境扰动力矩，不考虑此项；忽略扰动力矩的姿态动力学模型（４）为：＊＊＊反作用轮的姿态动力学模型为：＊＊＊通过式（１）、（５）、（６）得到考虑反作用轮动力学的航天器姿态运动模型为：＊＊＊其中：ｘ是状态变量，ｕ是控制变量；状态变量包括卫星的姿态四元数和角速度以及反作用轮的角速度；控制变量为反作用轮的力矩；状态变量和控制变量为：ｘ＝［ｑ１ ｑ２ ｑ３ ｑ４ ω１ ω２ ω３ Ω１ Ω２ Ω３］Ｔ，ｕ＝Ｔｕ＝［Ｔｕ１ Ｔｕ２ Ｔｕ３］Ｔ （８）（２）建立卫星时间最优姿态机动模型；卫星姿态重定向机动模型的初始稳定状态为：＊＊＊其中，为初始时刻姿态四元数的值；为卫星转动角速度三个分量在初始时刻的值；为三个反作用轮在初始时刻的转动角速度的值；卫星姿向姿态机动。亚普洛夫函数为：＊＊＊其中：ｋ１＞０；可以得到速度Ｖ的导数为：＊＊＊ （３８）＊＊＊根据式（３８），则鲁棒反馈控制器为：＊＊＊通过鲁棒反馈控制器跟踪第二步（４）得到开环最优姿态机动参数，实现航天器重定（３５）根据ωｅ和ｑｅ重写式（４）和式（１），则姿态误差方程为：＊＊＊ （３６）＊＊＊（２）获取鲁棒反馈控制器李ｍａｔ（ｑｄ）ｑｅ （３３）其中＊＊＊其中：ｑｄ１、ｑｄ２、ｑｄ３、ｑｄ４为ｑｄ的四个分量，Ｆｂ相对Ｆｄ的角速度ωｅ在坐标系Ｆｂ中为：ωｅ＝ω－Ｃωｄ的姿态四元数；相应的从Ｆｄ到Ｆｂ的转换矩阵Ｃ（ｑｅ）为；＊＊＊其中：ｑｅ１、ｑｅ２、ｑｅ３、ｑｅ４为四元数ｑｅ的四个分量，向量ｑｅ１３＝［ｑｅ１、ｑｅ２、ｑｅ３］Ｔ，为ｑｅ１３的转置向量，是ｑｅ１３的反对称矩阵，ｑ与ｑｄ，ｑｅ的关系为：ｑ＝棒反馈控制器，实现航天器重定向姿态机动；上面所述步骤通过求解最优控制问题得到了最优姿态机动模型的开环控制，根据姿态误差方程获取鲁棒反馈控制器；（１）建立姿态误差方程；ｑｄ、ωｄ为期望姿态四元素和转动角速度，ｑｅ为坐标系Ｆｂ相对期望坐标系Ｆｄ题中的状态方程的等式约束通过离散状态表示：＊＊＊其它的等式约束为不等式约束为：＊＊＊最优控制问题的性能指标为式（２１），优化变量是和最优控制问题转化为非线性规划问题；（４）优化计算求解非线性规划问题，得到开环最优姿态机动参数；第三步、获取鲁ｌ个节点对应的τ的值。表示第ｌ个节点对应的归一化的状态变量和控制变量的值。为了根据在节点τｌ的值来表达状态变量的导数相应的航天器姿态运动模型式（１９）为：＊＊＊其中：Ｄｋｌ是（Ｎ＋１）×（Ｎ＋１）的差分矩阵Ｄ的分量：＊＊＊因而，在最优控制问制变量，如下所示；＊＊＊其中，ｌ＝０，１，…，Ｎ，Ｎ表示一选定的正整数，表示Ｎ个点拟合的状态变量和控制变量在τ对应时刻的值。＊＊＊上式是Ｎ阶的拉格朗日插值多项式，ＬＮ（τｌ）勒让德多项式；＊＊＊其中，ｔｌ表示第ｌ个节点对应的时刻，τｌ表示第－１，１］＊＊＊航天器归一化的姿态运动模型如下：＊＊＊其中：表示τ对应时刻的归一化的状态变量的导数、归一化的状态变量和控制变量的值，表示初始时刻和终端时刻归一化的状态变量的值，均为常值，经过转换后，通过Ｎ阶多项式的形式来估计连续状态变量和控化的目标为：找到一个归一化的控制使得卫星姿态重定向的时间最短；（３）采用勒让德伪谱法将最优控制问题转化成非线性规划问题最优控制问题描述在时间区间［ｔ０，ｔｆ］，采用如下形式对勒让德高斯兰伯特区间和物理时间区间进行转换：...
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：周浩，刘冠南，陈万春，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：11
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