本发明专利技术提出一种适用于质心横移空间飞行器的姿态控制方法，该方法采用四元数描述发动机喷管指向相对于空间飞行器本体的旋转，并基于制导方向及该旋转四元数确定出满足制导要求情况下空间飞行器的期望姿态；引入描述空间飞行器姿态偏差的拟欧拉角，并在基于拟欧拉角的姿态运动模型的基础上构建变结构姿态控制律；将空间飞行器姿态控制到其期望姿态上即可保证变轨推力方向沿制导。本发明专利技术解决了采用推力矢量和姿控发动机，对质心发生横移的空间飞行器实施姿态控制的控制律设计问题，所采用的姿态描述回避了欧拉角姿态描述所固有的奇异性，其三个分量具有较明显的物理意义；基于该姿态描述的姿态控制律形式简单，且控制效果良好。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及空间飞行器的姿态控制的
，尤其适用于在轨运行期间存在明显质心横移的空间飞行器的姿态控制。
技术介绍
运载火箭运送载荷入轨过程中所飞过的弧段较短，不存在真正意义上的大角度姿态变化，因此采用基于欧拉角的姿态反馈控制律即可满足其姿态控制要求。但是空间飞行器在轨运行期间的姿态变化范围较大，采用欧拉角描述的姿态动方程无法回避奇异问题；姿态四元数虽然回避了奇异现象，但其无法直观反映姿态的变化情况。若空间飞行器所携带的多颗载荷为并联布局且需逐颗释放，则载荷的释放必将引起飞行器质心的明显横移及其转动惯量的明显改变。在推进变轨过程中，变轨推力将因质心横移而影响飞行器姿态，而在姿态控制控制过程中，飞行器转动惯量的改变也将加重三通道间的耦合:这是多颗载荷串联布局或虽是并联布局但却对称释放的传统运载工具所没有遇到过的问题。本专利技术针对此类问题，提出一种适用于质心发生了横移的空间飞行器的姿态控制方法:在质心横移飞行器变轨之前，驱动其摇摆发动机矢量喷管旋转，使得相应推力线通过飞行器质心以消除变轨推力对空间飞行器姿态的干扰；采用四元数描述指令制导方向和矢量喷管相对于空间飞行器体坐标系的旋转；根据指令制导方向及矢量喷管的旋转确定出空间飞行器的期望姿态；根据飞行器当前及期望姿态四元数构建描述其姿态偏差的拟欧拉角，并采用拟欧拉角描述飞行器的姿态运动；在相应姿态运动模型的基础上构建变结构姿态控制律，在飞行器推进变轨的同时对其实施姿态控制。目前没有发现与同本专利技术类似技术的说明或报道，也尚未收集到国内外类似的资料。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题是克服空间飞行器质心横移对姿态控制的影响，在飞行器推进变轨的同时，采用推力矢量和姿控发动机对其进行姿控。本专利技术提出，该方法根据空间飞行器当前和期望姿态四元数确定出描述其姿态偏差的拟欧拉角参数；基于拟欧拉角参数所描述的空间飞行器姿态运动模型构建变结构姿态控制律；确定出推力矢量的推力角，以及滚控发动机所应提供的控制力矩。通过变轨推进发动机摇摆喷管的“预摆”最大可能地消除了变轨推力对空间飞行器姿态的干扰；变轨发动机摇摆喷管相对于空间飞行器体坐标系的角位置关系以及指令制导方向，确定出空间飞行器的期望姿态，将空间飞行器姿态控制到其期望姿态上即可保证变轨方向指向制导方向；引入基于拟欧拉角的姿态偏差描述方式，基于拟欧拉角的姿态运动模型继承了四元数姿态运动模型无奇异的优点，基于该模型构建的姿态控制律回避了四元数所固有的符号二义性缺点，适于描述空间飞行器大角度姿态机动的场景。在质心存在明显横移的空间飞行器的变轨过程中，应用本专利技术可消除变轨推力对飞行器姿态的干扰，由变轨发动机摇摆喷管相对于空间飞行器体坐标系的角位置关系及指令制导方向确定出空间飞行器的期望姿态，将空间飞行器姿态控制到其期望姿态上即可保证变轨方向指向制导。该专利技术在不影响飞行器变轨精度的前提下，可对质心横移飞行器的姿态进行较好的控制，且不会发生任何奇异现象，取得了制导准确，运行可靠的有益效果。附图说明图1空间飞行器质心横移示意2推力矢量及滚控发动机在质心平移坐标系SXYZ中的描述图3空间飞行器姿态控制流程4矢量喷管推力角变化曲线图5推进方向变化曲线图6空间飞行器姿态变化曲线图7拟欧拉角参数变化曲线图8空间飞行器姿态角速度变化曲线具体实施例方式下面结合附图和实例对本专利技术作进一步详细说明。如图1所示是空间飞行器质心横移示意图。受空间飞行器结构布局、制造工艺等所限，空间飞行器通常都会存在一定程度的质心横移，且质心横移现象还将随燃料的消耗及载荷的分离而加剧。如图2所示为推力矢量、姿控发动机的安装位置、空间飞行器的质心位置等在质心平移坐标系SXYZ中的描述。空间飞行器依靠摇摆发动机所提供的推力矢量来实现轨道控制及偏航和俯仰通道的姿态控制，滚控通道的姿控则由位于空间飞行器后端的安装截面内，沿周向安装并可提供相反控制作用的两对姿控发动机负责。如图3所示为空间飞行器姿态控制流程图，由图可知，空间飞行器的姿态控制可通过如下步骤实现:步骤1、旋转摇摆发动机矢量喷管，使得推力线通过空间飞行器系统质心。设空间飞行器质心C在坐标系SXYZ中的坐标为，则C指向变轨推力作用点S的矢径为:权利要求1.，其特征在于，该方法通过如下步骤实现: 步骤一、旋转变轨发动机摇摆喷管，使得变轨推力线通过空间飞行器系统质心，首先，确定出喷管所需旋转的旋转角θ1(ι和θ2ο， 采用通过公式(2)为:2.如权利要求1所述的，其特征在于:选取发射惯性系作为姿态定义参考坐标系，发射惯性系固化于惯性空间，其原点为发射点，Xa轴指向射向，Ya轴垂直地平向上，Za轴由右手定则确定。3.如权利要求1所述的，其特征在于:定义空间飞行器的质心平移坐标系SXYZ，其原点S为摇摆喷管结点，SX沿空间飞行器指向前，SY位于其纵对称面内并指向上，SXYZ为右手直角坐标系。4.如权利要求1所述的，其特征在于:定义发射惯性系到空间飞行器体系的3-2-1转序，欧拉角θ，ψ，γ为空间飞行器的俯仰、偏航、滚转姿态角。全文摘要本专利技术提出，该方法采用四元数描述发动机喷管指向相对于空间飞行器本体的旋转，并基于制导方向及该旋转四元数确定出满足制导要求情况下空间飞行器的期望姿态；引入描述空间飞行器姿态偏差的拟欧拉角，并在基于拟欧拉角的姿态运动模型的基础上构建变结构姿态控制律；将空间飞行器姿态控制到其期望姿态上即可保证变轨推力方向沿制导。本专利技术解决了采用推力矢量和姿控发动机，对质心发生横移的空间飞行器实施姿态控制的控制律设计问题，所采用的姿态描述回避了欧拉角姿态描述所固有的奇异性，其三个分量具有较明显的物理意义；基于该姿态描述的姿态控制律形式简单，且控制效果良好。文档编号B64G1/24GK103121514SQ20111036894公开日2013年5月29日 申请日期2011年11月18日 优先权日2011年11月18日专利技术者夏喜旺, 刘汉兵, 杜涵 申请人:上海宇航系统工程研究所本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种适用于质心横移空间飞行器的姿态控制方法，其特征在于，该方法通过如下步骤实现：步骤一、旋转变轨发动机摇摆喷管，使得变轨推力线通过空间飞行器系统质心，首先，确定出喷管所需旋转的旋转角θ10和θ20，采用通过公式(2)为：SH＝?(IY×r)×IY公式中r为质心平移坐标系坐标原点S指向飞行器质心的矢径，θ10为矢径r与平面XSZ的夹角，θ20为矢径r在平面XSZ上的投影与SX轴的夹角；θ10和θ20确定之后驱动变轨发动机摇摆喷管，按次序绕相应旋转轴分别旋转θ10和θ20，保证发动机的推力线通过飞行器质心；步骤二、确定摇摆喷管相对空间飞行器旋转所对应的合成旋转四元数Q。采用如下公式(4)确定旋转合成四元数Q：Q＝qYθ10οqZθ20这里，qYθ10和qZθ20分别为旋转角θ10和θ20所对应的旋转四元数包括：qZθ20＝[cos(θ20/2)0?0?sin(θ20/2)]TqYθ10＝[cos(θ10/2)0?sin(θ10/2)0]T；步骤三、根据轨控指令方向所对应的四元数qZD和合成旋转四元数Q确定出空间飞行器的期望姿态qf。空间飞行器的期望姿态qf采用如下公式确定qf＝qZDοQ*?飞行器的姿态按合成旋转四元数Q进行旋转后，所对应的姿态即为摇摆喷管的姿态qG，而当qG的姿态趋于qZD时，飞行器的姿态q即可趋于qf。；步骤四、根据空间飞行器当前姿态q及其期望姿态qf，确定出拟欧拉角参数，并基于此构建飞行器的姿态动力学运动模型为：上式中，ω＝[ωx?ωy?ωz]T为空间飞行器相对于惯性空间的转动角速度，MC为控制力矩，II为飞行器转动惯量，基于姿态四元数的空间飞行器姿态运动学方程为：根据当前姿态四元数q和需求姿态四元数qf，并引入姿态运动学方程，构造飞行器的姿态拟欧拉角及拟欧拉角速度，即：σ＝2GT(qf)q对拟欧拉角速度求导，进行数学代换，及引入姿态动力学方程为上式即为空间飞行器基于拟欧拉角的姿态运动模型；步骤五、构建基于拟欧拉角的变结构姿态控制律，在拟欧拉角参数所确定的相平面内，取开关面为：s＝σ+υ对开关面求导并引入姿态运动模型，则有：设定相轨迹向开关面趋近的规律为指数趋近律，则有：?解之得：MC为变结构控制律所确定出来的需求控制力矩；步骤六、根据控制律对摇摆发动机摆角和滚控发动机进行指令分配，并实施轨控时实现飞行器的姿态控制，摇摆发动机工作时的推力矢量所形成的控制力矩为：式中，rx，ry，rz分别为矢量r在x，y，z轴上的分量，Mr为：滚控发动机所应提供的控制力矩Mr＝MC(1)?MTx任一时刻，滚控发动机所提供的控制力矩为：Mx＝Mesgn(Mr)＝Tdsgn(Mr)Me为滚控发动机所提供的滚控力矩的大小，T为滚控发动机推力，d为空间飞行器直径；滚控发动机可通过调节作用相反的两组发动机的工作时间来提供时变的控制力矩。FSA00000616232100011.tif,FSA00000616232100012.tif,FSA00000616232100021.tif,FSA00000616232100022.tif,FSA00000616232100023.tif,FSA00000616232100024.tif,FSA00000616232100025.tif,FSA00000616232100031.tif,FSA00000616232100032.tif,FSA00000616232100033.tif...
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：夏喜旺，刘汉兵，杜涵，
申请(专利权)人：上海宇航系统工程研究所，
类型：发明
国别省市：
还没有人留言评论。发表了对其他浏览者有用的留言会获得科技券。