卫星姿态快速机动的切换控制方法

1.一种卫星姿态快速机动的切换控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1，首先计算卫星机动开始时的当前姿态相对目标姿态的四元数初始值，然后根据初始值以及执行机构最大输出力矩和最大角动量、测量装置量程限制以及卫星惯量大小确定三个切换参数γ、η、δ；
步骤2，采用加速机动控制指令进行加速机动；
步骤3，判断当前姿态是否满足匀速机动条件，如果满足，则转入步骤4进行匀速机动，如果不满足，则返回步骤2继续采用加速机动控制指令进行加速机动；
步骤4，根据步骤3的判断结果，启动匀速机动控制指令进行匀速机动；
步骤5，判断当前姿态是否满足减速机动条件，如果满足，则转入步骤6进行减速机动，如果不满足，则返回步骤4继续采用匀速机动控制指令进行匀速机动；
步骤6，根据步骤5的判断结果，启动减速机动控制指令进行减速机动；
步骤7，判断当前姿态是否满足闭环控制条件，如果满足，则转入步骤8进行闭环控制，如果不满足，则返回步骤6继续采用减速机动控制指令进行减速机动；
步骤8，根据步骤7的判断结果，启动闭环控制；
所述加速机动控制指令为：
所述匀速机动控制指令为：Tc2＝ω×(Iω+hw)；
所述减速机动控制指令为：
所述闭环控制方法为姿态四元数和转速联合反馈的闭环控制方法，其控制指令为：Tc4＝-Kqv-Dω+ω×(Iω+hw)；
其中，I为卫星的惯量矩阵，Imax为三轴最大主惯量，即Imax＝{Ix Iy Iz}，ω是星体相对于惯性坐标系的角速度在本体坐标系中的投影，表示为ω＝{ωx,ωy,ωz}T，Tmax为飞轮可T T T
提供的最大力矩，hw为飞轮角动量，q=[q0 qv ]为相对目标姿态的四元数，qv＝{q1 q2 q3}为卫星本体相对目标姿态四元数的矢量部分，qc=[qc0 qcvT]T={qc0 qc1 qc2 qc3}T为卫星本体相对目标姿态四元数初始值，||*||为*的∞-范数，δ为闭环切换角速度幅值，其值决定何时进入闭环控制， |*|为*的2-范数，γ为闭环规避
阈值，规避机动开始时的小角速度被囊括在|ω|≤δ而直接进入闭环的部分时间，取γ∈[0.4,0.6]；η为开环切换参数，其物理意义为匀速机动角度与总机动角度的比值，其值决定何时进入匀速机动和减速机动， K、D是闭环控制器参数，为
常值对角阵；q0为卫星本体相对目标姿态四元数的标量部分，qc0为卫星本体相对目标姿态四元数初值的标量部分，ωmax表示卫星的最大转速，qcv表示卫星本体相对目标姿态四元数初值的矢量部分。
2.根据权利要求1所述的卫星姿态快速机动的切换控制方法，其特征在于，所述卫星机动开始时的当前姿态动力学模型为： 其中，Tc为控制力矩；Td为
扰动力矩；hw为飞轮角动量。
3.根据权利要求2所述的卫星姿态快速机动的切换控制方法，其特征在于，所述扰动力矩Td包括：重力梯度力矩、太阳光压力矩、剩磁力矩以及气动力矩，当所述扰动力矩Td较大时，需要在控制力矩Tc中进行补偿。
4.根据权利要求1所述的卫星姿态快速机动的切换控制方法，其特征在于，加速机动控制指令、匀速机动控制指令、减速机动控制指令以及闭环控制控制指令分别采用三轴指令力矩分配规则及切换判定原则：
5.根据权利要求4所述的卫星姿态快速机动的切换控制方法，其特征在于，所述三轴指令力矩分配规则具体为：根据卫星本体姿态相对期望姿态的四元数矢量部分按比例进行分配，从而实现卫星姿态绕相对四元数欧拉轴机动，并且三轴同步。
6.根据权利要求5所述的卫星姿态快速机动的切换控制方法，其特征在于，所述三轴指令力矩在卫星本体三轴上的分量满足cosα:cosβ:cosε＝q1:q2:q3的比例要求，其中，α，β，ε为相对姿态四元数欧拉轴与卫星本体三轴的夹角。
7.根据权利要求1所述的卫星姿态快速机动的切换控制方法，其特征在于，
所述匀速机动条件为：2|arccosq0|<(1+η)|arccosqc0|；
所述减速机动条件为：2|arccosq0|<(1-η)|arccosqc0|；
所述闭环控制条件为：|ω|≤δ。

卫星姿态快速机动的切换控制方法\n技术领域\n[0001] 本发明涉及航天器姿态控制技术领域，具体是一种卫星姿态快速机动的切换控制方法。\n背景技术\n[0002] 卫星进行姿态机动控制，国内外对此进行了大量的研究，包括：\n[0003] (1)使用的控制方法包括变结构控制、自适应控制、模糊控制、遗传算法等及相关方法的组合，其不足是方法实现时一般较复杂，没有考虑工程中星载计算机的实际约束；\n[0004] (2)虽然一些文献对工程约束进行了适当的考虑，其不足是没有把执行机构输出力矩作为约束条件，与实际工程有较大的差距；\n[0005] (3)很多设计方法在机动过程中并没有使用执行机构的最大输出力矩，其不足是在时间最优上有所欠缺，当姿态机动的时间指标要求非常严格时将影响系统性能；\n[0006] (4)部分方法使用了执行机构的最大输出力矩，但在方法中涉及了迭代求解运算，其不足是运算量大，方法复杂；\n[0007] (5)国内已经发射的卫星中有一些具有姿态机动能力，其不足是大角度机动在快速性上仍与需求有一定的差距；\n[0008] (6)大多数可以工程实现的开环机动方法都是单轴姿态机动，并按指定路径机动，无法达到最优机动。\n发明内容\n[0009] 本发明针对现有技术中存在的上述不足，提供了一种卫星姿态快速机动的切换控制方法。\n[0010] 本发明是通过以下技术方案实现的。\n[0011] 一种卫星姿态快速机动的切换控制方法，包括以下步骤：\n[0012] 步骤1，首先计算卫星机动开始时的当前姿态相对目标姿态的四元数初始值，然后根据初始值以及执行机构最大输出力矩和最大角动量、测量装置量程限制、卫星惯量大小等工程约束确定三个切换参数γ、η、δ以及闭环控制参数常值对角阵K、D；\n[0013] 步骤2，采用加速机动控制指令进行加速机动；\n[0014] 步骤3，判断当前姿态是否满足匀速机动条件，如果满足，则转入步骤4进行匀速机动，如果不满足，则返回步骤2继续采用加速机动控制指令进行加速机动；\n[0015] 步骤4，根据步骤3的判断结果，启动匀速机动控制指令进行匀速机动；\n[0016] 步骤5，判断当前姿态是否满足减速机动条件，如果满足，则转入步骤6进行减速机动，如果不满足，则返回步骤4继续采用匀速机动控制指令进行匀速机动；\n[0017] 步骤6，根据步骤5的判断结果，启动减速机动控制指令进行减速机动；\n[0018] 步骤7，判断当前姿态是否满足闭环控制条件，如果满足，则转入步骤8进行闭环控制，如果不满足，则返回步骤6继续采用减速机动控制指令进行减速机动；\n[0019] 步骤8，根据步骤7的判断结果，启动闭环控制。\n[0020] 所述卫星机动开始时的当前姿态动力学模型为：\n[0021] 其中，I为卫星的惯量矩阵；ω为星体相对于惯性坐标\n系的角速度在本体坐标系中的投影，可以表示为ω＝{ωx,ωy,ωz}T；Tc为控制力矩；Td为扰动力矩。\n[0022] 所述扰动力矩Td包括：重力梯度力矩、太阳光压力矩、剩磁力矩以及气动力矩，当所述扰动力矩Td较大时，需要在控制力矩Tc中进行补偿。\n[0023] 所述加速机动控制指令为：\n[0024] 所述匀速机动控制指令为：Tc2＝ω×(Iω+hw)；\n[0025] 所述减速机动控制指令为：\n[0026] 所述闭环控制方法为姿态四元数和转速联合反馈的闭环控制方法，其控制指令为：Tc4＝-Kqv-Dω+ω×(Iω+hw)；\n[0027] 其中，I为卫星的惯量矩阵，Imax为三轴最大主惯量，即Imax＝{Ix Iy Iz}，ω是星体相对于惯性坐标系的角速度在本体坐标系中的投影，可以表示为ω＝{ωx,ωy,ωz}T，Tmax为飞轮可提供的最大力矩，hw为飞轮角动量，q＝[q0 qvT]T为相对目标姿态的四元数，qv＝T T T\n{q1 q2 q3} 为卫星本体相对目标姿态四元数的矢量部分，qc＝[qc0 qcv ]＝{qc0 qc1 qc2 qc3}T为卫星本体相对目标姿态四元数初始值，||*||为*的∞-范数，|*|为*的2-范数，δ为闭环切换角速度幅值，其值决定何时进入闭环控制，\nγ为闭环规避阈值，其引入并不直接决定切换时刻，而是为了规避机动开始时的小角速度被囊括在|ω|≤δ而直接进入闭环的部分时间，可取γ∈[0.4,0.6]；η为开环切换参数，其物理意义为匀速机动角度与总机动角度的比值，其值决定何时进入匀速机动和减速机动，K、D是闭环控制器参数，为常值对角阵。\n[0028] 加速机动控制指令、匀速机动控制指令、减速机动控制指令以及闭环控制控制指令分别采用三轴指令力矩分配规则及切换判定原则：\n[0029]\n[0030] ，其中，γ为闭环规避阈值.，η为开环切换参数，δ为闭环切换角速度幅值。\n[0031] 所述三轴指令力矩分配规则具体为：根据卫星本体姿态相对期望姿态的四元数矢量部分按比例进行分配，从而实现卫星姿态绕相对四元数欧拉轴机动，并且三轴同步。\n[0032] 所述三轴指令力矩在卫星本体三轴上的分量满足cosα:cosβ:cosε＝q1:q2:q3的比例要求，其中，α，β，ε为相对姿态四元数欧拉轴与卫星本体三轴的夹角。\n[0033] 所述匀速机动条件为：2|arccosq0|<(1+η)|arccosqc0|；\n[0034] 所述减速机动条件为：2|arccosq0|<(1-η)|arccosqc0|；\n[0035] 所述闭环控制条件为：|ω|≤δ；\n[0036] 其中，q0为卫星本体相对目标姿态四元数的标量部分，qc0为卫星本体相对目标姿态四元数初值的标量部分，η为开环切换参数，δ为闭环切换角速度幅值，qcv表示卫星本体相对目标姿态四元数初值的矢量部分。\n[0037] 本发明使用的切换参数δ判定角速度幅值大小进行切换，与角位置判定方法相比可以避免由于外干扰、惯量摄动等因素影响而不能进入闭环控制的问题；使用的切换参数γ可以规避机动开始时的小角速度被囊括在|ω|≤δ的部分时间，避免机动开始的这段时间直接进入闭环；使用的切换参数η可以考虑工程约束根据接收的相对姿态四元数信息实现姿态机动“加速-匀速”和“匀速-减速”的自动切换。\n附图说明\n[0038] 图1为本发明的控制流程图；\n[0039] 图2为单轴情况下的机动角速度示意图；\n[0040] 图3为本发明机动过程角速度示意图。\n具体实施方式\n[0041] 下面对本发明的实施例作详细说明：本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程，但本发明的保护范围不限于下述的实施例。\n[0042] 如图1所示，本实施例提供了一种卫星姿态快速机动的切换控制方法，包括以下步骤：\n[0043] 步骤1，首先计算卫星机动开始时的当前姿态相对目标姿态的四元数初始值，然后根据初始值以及执行机构最大输出力矩和最大角动量、测量装置量程限制、卫星惯量大小等工程约束确定三个切换参数γ、η、δ以及闭环控制参数常值对角阵K、D；\n[0044] 步骤2，采用加速机动控制指令进行加速机动；\n[0045] 步骤3，判断当前姿态是否满足匀速机动条件，如果满足，则转入步骤4进行匀速机动，如果不满足，则返回步骤2继续采用加速机动控制指令进行加速机动；\n[0046] 步骤4，根据步骤3的判断结果，启动匀速机动控制指令进行匀速机动；\n[0047] 步骤5，判断当前姿态是否满足减速机动条件，如果满足，则转入步骤6进行减速机动，如果不满足，则返回步骤4继续采用匀速机动控制指令进行匀速机动；\n[0048] 步骤6，根据步骤5的判断结果，启动减速机动控制指令进行减速机动；\n[0049] 步骤7，判断当前姿态是否满足闭环控制条件，如果满足，则转入步骤8进行闭环控制，如果不满足，则返回步骤6继续采用减速机动控制指令进行减速机动；\n[0050] 步骤8，根据步骤7的判断结果，启动闭环控制。\n[0051] 图1中，q0、qc0已做取正处理，其中，\n[0052] 所述卫星机动开始时的当前姿态动力学模型为：\n[0053]\n[0054] 其中，I为卫星的惯量矩阵；ω为星体相对于惯性坐标系的角速度在本体坐标系中的投影，可以表示为ω＝{ωx,ωy,ωz}T；Tc为控制力矩；Td为扰动力矩，hw为飞轮角动量。\n[0055] 所述扰动力矩Td包括：重力梯度力矩、太阳光压力矩、剩磁力矩以及气动力矩，当所述扰动力矩Td较大时，需要在控制力矩Tc中进行补偿。\n[0056] 所述加速机动控制指令为：\n[0057] 所述匀速机动控制指令为：Tc2＝ω×(Iω+hw)   (3)\n[0058] 所述减速机动控制指令为：\n[0059] 所述闭环控制方法为姿态四元数和转速联合反馈的闭环控制方法，其控制指令为：\n[0060] Tc4＝-Kqv-Dω+ω×(Iω+hw)   (5)\n[0061] 其中，I为卫星的惯量矩阵，Imax为三轴最大主惯量，即Imax＝{Ix Iy Iz}，ω是星体相对于惯性坐标系的角速度在本体坐标系中的投影，可以表示为ω＝{ωx,ωy,ωz}T，Tmax为飞轮可提供的最大力矩，hw为飞轮角动量，q＝[q0 qvT]T为相对目标姿态的四元数，qv＝{q1 q2 q3}T，qc＝[qc0 qcvT]T＝{qc0 qc1 qc2 qc3}T为卫星本体相对目标姿态四元数初始值，||*||为*的∞-范数，|*|为*的2-范数，δ为闭环切换角速度幅值，其值决定何时进入闭环控制， γ为闭环规避阈值，其引入并不直接决定切换\n时刻，而是为了规避机动开始时的小角速度被囊括在|ω|≤δ而直接进入闭环的部分时间，可取γ∈[0.4,0.6]；η为开环切换参数，其物理意义为匀速机动角度与总机动角度的比值，其值决定何时进入匀速机动和减速机动， K、D是闭环控制器\n参数，为常值对角阵。\n[0062] 所述控制指令采用三轴指令力矩分配规则及切换判定原则：\n[0063]\n。\n[0064] 所述三轴指令力矩分配规则具体为：根据卫星本体姿态相对期望姿态的四元数矢量部分按比例进行分配，从而实现卫星姿态绕相对四元数欧拉轴机动，并且三轴同步。\n[0065] 所述三轴指令力矩在卫星本体三轴上的分量满足cosα:cosβ:cosε＝q1:q2:q3的比例要求，其中，α，β，ε为相对姿态四元数欧拉轴与卫星本体三轴的夹角。\n[0066] 图2主要是为了说明γ的作用，图中可知，对应的切换角速度δ，有两个切换时刻tδ1和tδ2，显然tδ2才是需要的闭环切换时刻，γ的引入是为了规避tδ1之前的时间，使卫星姿态在0～tδ1之间按开环控制机动，γ引起的切换时刻tγ必须满足tδ1