[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

说明书

本发明公开了一种卫星绕空间轴的最短路径姿态机动控制方法，包含以下步骤：采用四元数分别描述卫星的当前姿态和目标姿态；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；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；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，以完成姿态机动控制。本发明基于绕空间轴最短路径姿态机动控制思想，通过四元数描述目标姿态基准，并进行控制用姿态简化，设计了一种飞轮姿态机动控制算法，该方法适用于对日定向转对地定向姿态机动、绕任意空间轴的姿态机动等。

技术领域

本发明涉及卫星姿态机动控制技术领域，具体涉及一种卫星绕空间轴的最短路径姿态机动控制方法。

背景技术

在卫星姿轨控分析系统方案设计中，常控制星体太阳电池阵受照面对日定向，该控制模式能够在任意姿态控制模式出现异常时自动转入，可保证星体能源供应，因此该控制模式可作为卫星姿态的安全模式。在对日定向的安全模式下，若敏感器可用且能源满足要求，则自主地由对日安全模式转到常规的对地定向控制模式，以保证载荷正常工作。由于对日安全模式相对对地定向的姿态存在任意性，因此要求星体具备任意目标姿态的大角度机动能力，如图1所示。

现有技术中的卫星平台基于三轴欧拉角进行姿态控制，进行任意目标姿态的大角度机动时，需通过多次主轴旋转才能完成该最终的姿态机动控制。以对日定向重捕地球控制为例：

利用星敏感器捕获地球时，星体保持对日定向控制，根据陀螺信息阻尼俯仰角速度，根据轨道计算得到轨道坐标系对应的四元数q_io后，再根据星敏感器解算的本体姿态q_ib，可以计算出当前星体姿态到对地定向姿态指向所需要转动的误差四元数q_e(该姿态的初始确定可采用双矢量定姿作备份，而机动过程仅采用陀螺解算的欧拉角速度和欧拉角速度积分的欧拉角)，进而可以按123转序计算星体需机动的三轴姿态角。将陀螺积分赋值为上述求解的三轴姿态角，以反转序(321)依次控制星体各主轴进行姿态转动，调用飞轮PID控制算法。该控制过程轨道坐标系再次转过了一定角度，因此需根据上述机动耗时再次绕星体俯仰轴进行姿态转动，进而保证星体姿态与轨道坐标系一致，方可转入对地定向控制。

上述基于欧拉角进行姿态机动控制的缺点是，当姿态机动的角度较大时，使用欧拉角可能会出现奇异。若要避免奇异，必须设定欧拉角解算转序；依次绕不同的星体主轴进行转动控制，而各轴总的旋转角度必然远大于最优的空间转角。因此大角度机动时所需要的时间就相对较长，且旋转控制过程繁琐；此外，若星上的姿态测量器件为星敏感器，直接测量量反映了星体相对参考坐标系的姿态四元数，如果使用欧拉角进行姿态机动还需进行到参考系的解算，带来了额外的计算量。而根据四元数描述卫星姿态的物理意义，可知绕四元数对应的空间欧拉转轴一次性旋转欧拉转角，才是姿态旋转的最优路径。

发明内容

本发明的目的在于提供一种卫星绕空间轴的最短路径姿态机动控制方法，基于绕空间轴最短路径姿态机动控制思想，通过四元数描述目标姿态基准，并进行控制用姿态简化，设计了一种飞轮姿态机动控制算法，该方法适用于对日定向转对地定向姿态机动、绕任意空间轴的姿态机动等，该方法保证了各模式间姿态机动的快速性，进而保证卫星平台的多任务适应性。

为了达到上述目的，本发明通过以下技术方案实现：一种卫星绕空间轴的最短路径姿态机动控制方法，其特点是，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；