專(zhuān)利名稱(chēng)：一種適用于質(zhì)心橫移空間飛行器的姿態(tài)控制方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及空間飛行器的姿態(tài)控制的技術(shù)領(lǐng)域，尤其適用于在軌運(yùn)行期間存在明顯質(zhì)心橫移的空間飛行器的姿態(tài)控制。
背景技術(shù)：
運(yùn)載火箭運(yùn)送載荷入軌過(guò)程中所飛過(guò)的弧段較短，不存在真正意義上的大角度姿態(tài)變化，因此采用基于歐拉角的姿態(tài)反饋控制律即可滿足其姿態(tài)控制要求。但是空間飛行器在軌運(yùn)行期間的姿態(tài)變化范圍較大，采用歐拉角描述的姿態(tài)動(dòng)方程無(wú)法回避奇異問(wèn)題；姿態(tài)四元數(shù)雖然回避了奇異現(xiàn)象，但其無(wú)法直觀反映姿態(tài)的變化情況。若空間飛行器所攜帶的多顆載荷為并聯(lián)布局且需逐顆釋放，則載荷的釋放必將引起飛行器質(zhì)心的明顯橫移及其轉(zhuǎn)動(dòng)慣量的明顯改變。在推進(jìn)變軌過(guò)程中，變軌推力將因質(zhì)心橫移而影響飛行器姿態(tài)，而在姿態(tài)控制控制過(guò)程中，飛行器轉(zhuǎn)動(dòng)慣量的改變也將加重三通道間的耦合:這是多顆載荷串聯(lián)布局或雖是并聯(lián)布局但卻對(duì)稱(chēng)釋放的傳統(tǒng)運(yùn)載工具所沒(méi)有遇到過(guò)的問(wèn)題。本發(fā)明針對(duì)此類(lèi)問(wèn)題，提出一種適用于質(zhì)心發(fā)生了橫移的空間飛行器的姿態(tài)控制方法:在質(zhì)心橫移飛行器變軌之前，驅(qū)動(dòng)其搖擺發(fā)動(dòng)機(jī)矢量噴管旋轉(zhuǎn)，使得相應(yīng)推力線通過(guò)飛行器質(zhì)心以消除變軌推力對(duì)空間飛行器姿態(tài)的干擾；采用四元數(shù)描述指令制導(dǎo)方向和矢量噴管相對(duì)于空間飛行器體坐標(biāo)系的旋轉(zhuǎn)；根據(jù)指令制導(dǎo)方向及矢量噴管的旋轉(zhuǎn)確定出空間飛行器的期望姿態(tài)；根據(jù)飛行器當(dāng)前及期望姿態(tài)四元數(shù)構(gòu)建描述其姿態(tài)偏差的擬歐拉角，并采用擬歐拉角描述飛行器的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)；在相應(yīng)姿態(tài)運(yùn)動(dòng)模型的基礎(chǔ)上構(gòu)建變結(jié)構(gòu)姿態(tài)控制律，在飛行器推進(jìn)變軌的同時(shí)對(duì)其實(shí)施姿態(tài)控制。目前沒(méi)有發(fā)現(xiàn)與同本發(fā)明類(lèi)似技術(shù)的說(shuō)明或報(bào)道，也尚未收集到國(guó)內(nèi)外類(lèi)似的資料。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明所要解決的技術(shù)問(wèn)題是克服空間飛行器質(zhì)心橫移對(duì)姿態(tài)控制的影響，在飛行器推進(jìn)變軌的同時(shí)，采用推力矢量和姿控發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)其進(jìn)行姿控。本發(fā)明提出一種適用于質(zhì)心橫移空間飛行器的姿態(tài)控制方法，該方法根據(jù)空間飛行器當(dāng)前和期望姿態(tài)四元數(shù)確定出描述其姿態(tài)偏差的擬歐拉角參數(shù)；基于擬歐拉角參數(shù)所描述的空間飛行器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)模型構(gòu)建變結(jié)構(gòu)姿態(tài)控制律；確定出推力矢量的推力角，以及滾控發(fā)動(dòng)機(jī)所應(yīng)提供的控制力矩。通過(guò)變軌推進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)搖擺噴管的“預(yù)擺”最大可能地消除了變軌推力對(duì)空間飛行器姿態(tài)的干擾；變軌發(fā)動(dòng)機(jī)搖擺噴管相對(duì)于空間飛行器體坐標(biāo)系的角位置關(guān)系以及指令制導(dǎo)方向，確定出空間飛行器的期望姿態(tài)，將空間飛行器姿態(tài)控制到其期望姿態(tài)上即可保證變軌方向指向制導(dǎo)方向；引入基于擬歐拉角的姿態(tài)偏差描述方式，基于擬歐拉角的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)模型繼承了四元數(shù)姿態(tài)運(yùn)動(dòng)模型無(wú)奇異的優(yōu)點(diǎn)，基于該模型構(gòu)建的姿態(tài)控制律回避了四元數(shù)所固有的符號(hào)二義性缺點(diǎn)，適于描述空間飛行器大角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)的場(chǎng)景。在質(zhì)心存在明顯橫移的空間飛行器的變軌過(guò)程中，應(yīng)用本發(fā)明可消除變軌推力對(duì)飛行器姿態(tài)的干擾，由變軌發(fā)動(dòng)機(jī)搖擺噴管相對(duì)于空間飛行器體坐標(biāo)系的角位置關(guān)系及指令制導(dǎo)方向確定出空間飛行器的期望姿態(tài)，將空間飛行器姿態(tài)控制到其期望姿態(tài)上即可保證變軌方向指向制導(dǎo)。該發(fā)明在不影響飛行器變軌精度的前提下，可對(duì)質(zhì)心橫移飛行器的姿態(tài)進(jìn)行較好的控制，且不會(huì)發(fā)生任何奇異現(xiàn)象，取得了制導(dǎo)準(zhǔn)確，運(yùn)行可靠的有益效果。


圖1空間飛行器質(zhì)心橫移示意2推力矢量及滾控發(fā)動(dòng)機(jī)在質(zhì)心平移坐標(biāo)系SXYZ中的描述圖3空間飛行器姿態(tài)控制流程4矢量噴管推力角變化曲線圖5推進(jìn)方向變化曲線圖6空間飛行器姿態(tài)變化曲線圖7擬歐拉角參數(shù)變化曲線圖8空間飛行器姿態(tài)角速度變化曲線
具體實(shí)施例方式下面結(jié)合附圖和實(shí)例對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)說(shuō)明。如圖1所示是空間飛行器質(zhì)心橫移示意圖。受空間飛行器結(jié)構(gòu)布局、制造工藝等所限，空間飛行器通常都會(huì)存在一定程度的質(zhì)心橫移，且質(zhì)心橫移現(xiàn)象還將隨燃料的消耗及載荷的分離而加劇。如圖2所示為推力矢量、姿控發(fā)動(dòng)機(jī)的安裝位置、空間飛行器的質(zhì)心位置等在質(zhì)心平移坐標(biāo)系SXYZ中的描述?？臻g飛行器依靠搖擺發(fā)動(dòng)機(jī)所提供的推力矢量來(lái)實(shí)現(xiàn)軌道控制及偏航和俯仰通道的姿態(tài)控制，滾控通道的姿控則由位于空間飛行器后端的安裝截面內(nèi)，沿周向安裝并可提供相反控制作用的兩對(duì)姿控發(fā)動(dòng)機(jī)負(fù)責(zé)。如圖3所示為空間飛行器姿態(tài)控制流程圖，由圖可知，空間飛行器的姿態(tài)控制可通過(guò)如下步驟實(shí)現(xiàn):步驟1、旋轉(zhuǎn)搖擺發(fā)動(dòng)機(jī)矢量噴管，使得推力線通過(guò)空間飛行器系統(tǒng)質(zhì)心。設(shè)空間飛行器質(zhì)心C在坐標(biāo)系SXYZ中的坐標(biāo)為[xc，yc, zc]，則C指向變軌推力作用點(diǎn)S的矢徑為:
權(quán)利要求
1.一種適用于質(zhì)心橫移空間飛行器的姿態(tài)控制方法，其特征在于，該方法通過(guò)如下步驟實(shí)現(xiàn): 步驟一、旋轉(zhuǎn)變軌發(fā)動(dòng)機(jī)搖擺噴管，使得變軌推力線通過(guò)空間飛行器系統(tǒng)質(zhì)心，首先，確定出噴管所需旋轉(zhuǎn)的旋轉(zhuǎn)角θ1(ι和θ2ο， 采用通過(guò)公式(2)為:
2.如權(quán)利要求1所述的一種適用于質(zhì)心橫移空間飛行器的姿態(tài)控制方法，其特征在于:選取發(fā)射慣性系作為姿態(tài)定義參考坐標(biāo)系，發(fā)射慣性系固化于慣性空間，其原點(diǎn)為發(fā)射點(diǎn)，Xa軸指向射向，Ya軸垂直地平向上，Za軸由右手定則確定。
3.如權(quán)利要求1所述的一種適用于質(zhì)心橫移空間飛行器的姿態(tài)控制方法，其特征在于:定義空間飛行器的質(zhì)心平移坐標(biāo)系SXYZ，其原點(diǎn)S為搖擺噴管結(jié)點(diǎn)，SX沿空間飛行器指向前，SY位于其縱對(duì)稱(chēng)面內(nèi)并指向上，SXYZ為右手直角坐標(biāo)系。
4.如權(quán)利要求1所述的一種適用于質(zhì)心橫移空間飛行器的姿態(tài)控制方法，其特征在于:定義發(fā)射慣性系到空間飛行器體系的3-2-1轉(zhuǎn)序，歐拉角θ，ψ，γ為空間飛行器的俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)姿態(tài)角。
全文摘要
本發(fā)明提出一種適用于質(zhì)心橫移空間飛行器的姿態(tài)控制方法，該方法采用四元數(shù)描述發(fā)動(dòng)機(jī)噴管指向相對(duì)于空間飛行器本體的旋轉(zhuǎn)，并基于制導(dǎo)方向及該旋轉(zhuǎn)四元數(shù)確定出滿足制導(dǎo)要求情況下空間飛行器的期望姿態(tài)；引入描述空間飛行器姿態(tài)偏差的擬歐拉角，并在基于擬歐拉角的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)模型的基礎(chǔ)上構(gòu)建變結(jié)構(gòu)姿態(tài)控制律；將空間飛行器姿態(tài)控制到其期望姿態(tài)上即可保證變軌推力方向沿制導(dǎo)。本發(fā)明解決了采用推力矢量和姿控發(fā)動(dòng)機(jī)，對(duì)質(zhì)心發(fā)生橫移的空間飛行器實(shí)施姿態(tài)控制的控制律設(shè)計(jì)問(wèn)題，所采用的姿態(tài)描述回避了歐拉角姿態(tài)描述所固有的奇異性，其三個(gè)分量具有較明顯的物理意義；基于該姿態(tài)描述的姿態(tài)控制律形式簡(jiǎn)單，且控制效果良好。
文檔編號(hào)B64G1/24GK103121514SQ20111036894
公開(kāi)日2013年5月29日 申請(qǐng)日期2011年11月18日 優(yōu)先權(quán)日2011年11月18日
發(fā)明者夏喜旺, 劉漢兵, 杜涵 申請(qǐng)人:上海宇航系統(tǒng)工程研究所