專利名稱：一種火星探測器無陀螺自主空間姿態(tài)機(jī)動控制方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種火星探測器姿態(tài)機(jī)動控制技術(shù)，尤其是用于火星探測器對不同定 向目標(biāo)間的無陀螺姿態(tài)機(jī)動控制模式中，探測器姿態(tài)機(jī)動前確定目標(biāo)姿態(tài)四元素，僅依靠 星敏感器測量數(shù)據(jù)，使用飛輪閉環(huán)控制星體繞歐拉軸以最短路徑完成姿態(tài)機(jī)動。
背景技術(shù)：
在執(zhí)行火星探測任務(wù)時(shí)，需要對火星定向完成拍照任務(wù)，對地球定向完成數(shù)傳任 務(wù)，完成太陽電池陣對日定向保證整星能源供應(yīng)，各定向目標(biāo)切換時(shí)可能進(jìn)行任意角度的 姿態(tài)機(jī)動。
在進(jìn)行姿態(tài)機(jī)動的控制規(guī)律時(shí)，首先要選取控制反饋量，以往衛(wèi)星使用陀螺測量 角速率和積分到歐拉角作為反饋輸入，如果使用陀螺積分的歐拉角進(jìn)行姿態(tài)機(jī)動還需進(jìn)行 參考系的解算；當(dāng)姿態(tài)機(jī)動的角度較大時(shí)，使用歐拉角可能會出現(xiàn)奇異；最重要原因還是 由于飛輪的最大轉(zhuǎn)速有限，使用歐拉角進(jìn)行姿態(tài)機(jī)動，更易使飛輪飽和，因此，需要研制一 種無需陀螺數(shù)據(jù)的姿態(tài)機(jī)動控制技術(shù)。發(fā)明內(nèi)容
針對現(xiàn)有技術(shù)存在的不足，本發(fā)明要解決的技術(shù)問題是提供一種火星探測器無陀 螺自主空間姿態(tài)機(jī)動控制方法，能夠完成火星探測器對任意目標(biāo)的姿態(tài)機(jī)動任務(wù)，無需陀 螺的角速度數(shù)據(jù)作為反饋，增加探測器姿態(tài)機(jī)動的可靠性。
為解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明是通過以下的技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)的，一種火星探測器無 陀螺自主空間姿態(tài)機(jī)動控制方法，其具體包括如下步驟
1.探測器進(jìn)入姿態(tài)機(jī)動模式前，首先使用推力器將飛輪轉(zhuǎn)速卸載到200rpm內(nèi)，使 飛輪角動量達(dá)到姿態(tài)機(jī)動前的需要；
2.探測器進(jìn)入姿態(tài)機(jī)動模式后，根據(jù)目標(biāo)姿態(tài)四元素和當(dāng)前星體姿態(tài)四元素計(jì)算 姿態(tài)機(jī)動歐拉軸和歐拉角；
3.根據(jù)飛輪轉(zhuǎn)動動量和星體慣量計(jì)算姿態(tài)機(jī)動角速度，確定星體加速時(shí)間tm與 整個(gè)姿態(tài)機(jī)動過程所需時(shí)間ts，這兩個(gè)時(shí)間取值的確定必須保證反作用飛輪的轉(zhuǎn)速不超過 其最大轉(zhuǎn)速；
4.采用前饋+反饋策略的解耦控制律，探測器姿態(tài)準(zhǔn)確跟蹤機(jī)動規(guī)劃的角速度和 控制力矩，保證了控制的精度和穩(wěn)定性；
本發(fā)明采用的方法與現(xiàn)有技術(shù)相比，其優(yōu)點(diǎn)和有益效果是
該火星探測器姿態(tài)機(jī)動控制方法，無需陀螺姿態(tài)機(jī)動控制，采用星敏感器和飛輪 的最小配置，實(shí)現(xiàn)了整個(gè)機(jī)動過程的閉環(huán)控制，整個(gè)任務(wù)均為星上自主處理自主計(jì)算任務(wù) 剖面、機(jī)動控制過程自主迭代、不依賴陀螺信息，真正實(shí)現(xiàn)了最短路徑的全姿態(tài)機(jī)動功能。


以下將結(jié)合附圖和具體實(shí)施例對本發(fā)明作進(jìn)一步說明。
圖1為本發(fā)明的機(jī)動示意圖2為姿態(tài)機(jī)動指令時(shí)序圖。
具體實(shí)施方式
如圖1所示，當(dāng)探測器需要姿態(tài)機(jī)動時(shí)，首先進(jìn)行飛輪轉(zhuǎn)速卸載到200rpm內(nèi)，使飛輪角動量達(dá)到姿態(tài)機(jī)動前的需要，之后進(jìn)行姿態(tài)機(jī)動，綜合電子計(jì)算機(jī)計(jì)算出歐拉轉(zhuǎn)角和歐拉轉(zhuǎn)軸，從而實(shí)現(xiàn)星體從當(dāng)前指向轉(zhuǎn)動到目標(biāo)指向，而姿態(tài)機(jī)動所需時(shí)間的確定要根據(jù)反作用飛輪的最高轉(zhuǎn)速和所能提供的最大力矩來計(jì)算。
火星探測器的大角度姿態(tài)機(jī)動控制是通過使星體繞歐拉軸進(jìn)行單軸轉(zhuǎn)動實(shí)現(xiàn)的。 得到期望的目標(biāo)指向四元數(shù)I后，再根據(jù)星敏感器的測量得到qib，可以計(jì)算出當(dāng)前星體指向到期望目標(biāo)指向所需要轉(zhuǎn)動的誤差四元數(shù)I。
權(quán)利要求
1.一種火星探測器無陀螺自主空間姿態(tài)機(jī)動控制方法，其特征在于包括如下步驟 1)探測器進(jìn)入姿態(tài)機(jī)動模式前，首先使用推力器將飛輪轉(zhuǎn)速卸載，使飛輪角動量達(dá)到姿態(tài)機(jī)動前的需要； 2)探測器進(jìn)入姿態(tài)機(jī)動模式后，根據(jù)目標(biāo)姿態(tài)四元素和當(dāng)前星體姿態(tài)四元素計(jì)算姿態(tài)機(jī)動歐拉軸和歐拉角； 3)根據(jù)飛輪轉(zhuǎn)動動量和星體慣量計(jì)算姿態(tài)機(jī)動角速度，確定星體加速時(shí)間tm與整個(gè)姿態(tài)機(jī)動過程所需時(shí)間ts，這兩個(gè)時(shí)間取值的確定必須保證反作用飛輪的轉(zhuǎn)速不超過其最大轉(zhuǎn)速； 4)采用前饋+反饋策略的解耦控制律，探測器姿態(tài)準(zhǔn)確跟蹤機(jī)動規(guī)劃的角速度和控制力矩。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的火星探測器無陀螺自主空間姿態(tài)機(jī)動控制方法，其特征在于所述步驟1-2)中計(jì)算姿態(tài)機(jī)動歐拉轉(zhuǎn)角和歐拉轉(zhuǎn)軸g公式為
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的火星探測器無陀螺自主空間姿態(tài)機(jī)動控制方法，其特征在于所述步驟1-3)中，確定星體加速時(shí)間1。 與整個(gè)姿態(tài)機(jī)動過程所需時(shí)間ts的計(jì)算公式為
全文摘要
本發(fā)明公開一種火星探測器無陀螺自主空間姿態(tài)機(jī)動控制方法，適用于探測器不同定向目標(biāo)間的姿態(tài)機(jī)動控制，不依靠陀螺數(shù)據(jù)而僅依靠星敏感器數(shù)據(jù)完成任意指向的姿態(tài)機(jī)動。探測器姿態(tài)機(jī)動前確定目標(biāo)姿態(tài)四元素，使用飛輪閉環(huán)控制星體繞歐拉軸以最短路徑完成姿態(tài)機(jī)動。與現(xiàn)有技術(shù)相比，該方法以最小硬件配置，即星敏感器和飛輪，可以最短路徑完成任意指向的姿態(tài)機(jī)動，具有實(shí)用性。
文檔編號G05D1/08GK103019247SQ20111028981
公開日2013年4月3日 申請日期2011年9月27日 優(yōu)先權(quán)日2011年9月27日
發(fā)明者尹海寧, 周連文, 聶章海, 杜寧, 李芳華, 蔡陳生, 袁彥紅 申請人:上海航天控制工程研究所