[发明专利]一种卫星绕空间轴的最短路径姿态机动控制方法

权利要求书

1.一种卫星绕空间轴的最短路径姿态机动控制方法，其特征在于，包含以下步骤：

S1、采用四元数分别描述卫星的当前姿态和目标姿态；

S2、由卫星的当前姿态四元数和目标姿态四元数计算得到偏差四元数，并将偏差四元数配置为控制用姿态信息；

S3、根据陀螺测量角速度及卫星的当前姿态四元数，计算得到卫星相对轨道坐标系的角速度，并将该角速度配置为控制用角速度信息；

S4、根据控制用姿态信息及控制用角速度信息，计算得到飞轮的指令转速，以完成卫星绕空间轴的最短路径姿态机动控制；

所述的步骤S4中，计算飞轮的指令转速包含：

对控制姿态信息进行等比例限幅；

计算飞轮的指令力矩；

由飞轮的指令力矩计算得到飞轮的指令转速；其中，控制姿态信息等比例限幅的计算公式为：

式中，q_e表示三轴姿态控制误差，即k_e＝q_emax/max(abs(q_e))；q_emax为限幅值，由机动过程设定的最大角速度结合控制参数给出，q_emax＝K_p/K_d*ω_emax，其中K_p和K_d分别表示控制器比例项和微分项控制参数，ω_emax表示根据执行机构能力设定的星体最大机动角速度；max()表示对输入数据求取最大值；abs()表示对输入数据求取绝对值；

飞轮指令力矩的计算公式为：

T_cy＝K_pyΔθ+K_dyΔω_y

T_cz＝K_pzΔψ+K_dzΔω_z-ω₀h_x

式中，T_cx、T_cy、T_cz分别表示滚动、俯仰、偏航轴控制指令力矩，Δω_x、Δω_y、Δω_z分别表示三轴角速度误差，Δθ、Δψ分别为三轴姿态控制误差，h_z、h_x分别表示偏航和滚动轴飞轮角动量，ω₀表示轨道角速度，K_px、K_dx、K_py、K_dy、K_pz、K_dz为控制器参数；

飞轮指令转速的计算公式为：

式中，Jm表示飞轮转动惯量，Δt表示控制周期，ω_xk+1、ω_yk+1、ω_zk+1表示飞轮指令转速，ω_xk、ω_yk、ω_zk表示上一拍飞轮指令转速，飞轮指令转速由rad/s转换为rpm需乘以系数rad2rpm＝30/π。

2.如权利要求1所述的最短路径姿态机动控制方法，其特征在于，所述的步骤S1中采用四元数描述卫星的当前姿态包含：

根据四元数运动学方程对姿态四元数初值进行积分，得到陀螺积分四元数，若星敏有效，则每拍由星敏四元数替换陀螺积分四元数，若星敏长期无效，则由双矢量定姿结果计算姿态四元数初值。

3.如权利要求2所述的最短路径姿态机动控制方法，其特征在于，所述的根据四元数运动学方程对姿态四元数初值进行积分过程中，列出的微分公式为：

式中，表示陀螺积分四元数的导数，q_ob表示上一拍姿态四元数，ω_ob表示星体相对轨道坐标系角速度在星体坐标系的投影。