[发明专利]一种考虑动态指向约束的航天器视轴机动控制方法

权利要求书

1.一种考虑动态指向约束的航天器视轴机动控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

(1)基于航天器姿态动力学和运动学模型建立航天器视轴控制系统模型；

(2)基于步骤(1)建立的航天器视轴控制系统模型，根据要求的动态指向约束，提出约束的数学模型并建立势函数；

(3)在步骤(2)建立的势函数的基础上，对于步骤(1)建立的航天器视轴控制系统模型，设计系统的控制律，实现航天器对于视轴的机动控制并满足动态指向约束；

所述步骤(1)具体为：

设本体坐标系下单位向量a＝[a₁,a₂,a₃]^T固连于航天器视轴上，a₁,a₂,a₃分别为向量a在本体坐标系下的各坐标轴上的分量；

惯性坐标系下单位向量b_I＝[b_I1,b_I2,b_I3]^T指向固定的目标位置，b_I1,b_I2,b_I3分别为在惯性坐标系各坐标轴上的分量，单位向量f_I(t)＝[f_I1(t),f_I2(t),f_I3(t)]^T指向障碍物，f_I1(t),f_I2(t),f_I3(t)分别为惯性坐标系各坐标轴上的分量；惯性坐标系下，向量b_I为常向量，向量f_I(t)为时变向量；

设3×3的正交矩阵R为本体坐标系相对于惯性坐标系的旋转矩阵，令向量b＝[b₁,b₂,b₃]^T表示向量b_I在本体坐标系下的向量表示，b₁,b₂,b₃分别为向量b在本体坐标系各坐标轴上的向量分量，向量f＝[f₁,f₂,f₃]^T表示向量f_I在本体坐标系下的向量表示，f₁,f₂,f₃为向量f在本体坐标系各轴上的分量，则有

b＝R^Tb_I

f＝R^Tf_I

向量a，b和f在本体坐标系下的运动学方程为

其中，向量与分别表示向量a，b与f在本体坐标系下关于时间的导数，ω＝[ω₁,ω₂,ω₃]^Trad/s为航天器本体坐标系相对于惯性坐标系的角速度，其中，ω₁,ω₂,ω₃分别为关于本体系中的横滚轴、偏航轴和俯仰轴上的角速度分量，向量表示向量f_I在惯性坐标系下关于时间的导数，角标×表示将3×1的向量转换为3×3的斜对阵矩阵，其形式为

航天器的动力学方程为

其中，J为3×3的正定对称矩阵，表示航天器总的惯量矩阵，τ＝[τ₁,τ₂,τ₃]^T表示控制力矩，τ₁,τ₂,τ₃分别表示关于三个本体坐标轴向上飞轮所提供的实际控制力矩，表示对应的角加速度向量。