[发明专利]一种适应边界约束的分段正弦姿态机动轨迹规划方法

说明书

一种适应边界约束的分段正弦姿态机动轨迹规划方法，其中卫星轨迹规划中姿态可由任意姿态角、角速度和角加速度起始，规划至指定的姿态角、角速度和角加速度并且姿态参数全程受控。本发明方法是一种适应边界约束的分段正弦姿态机动轨迹规划方法既保证了卫星姿态的高效机动又保证了规划轨迹的光滑性，优化了稳定时间。本发明通过在实时控制阶段对轨迹进行实时计算保证了机动阶段对角速度与角加速度的全程受控，从而有效提高控制的精确度和可靠性。本发明特别适用于卫星任务规划和实时姿态控制的机动轨迹规划全过程。

技术领域

本发明属于航天器姿态控制领域，涉及一种航天器进行任意轨迹姿态机动时的控制方法。

背景技术

航天器控制技术的不断发展，特别是在任务规划、实时姿态控制等应用场景为航天器轨迹规划能力提出了新的要求，不但满足快速稳定的动态跟踪能力，而且要求对机动时间和机动过程的可控性。具体需求为：在保证高效机动性能的前提下，在整个轨迹规划过程中，角速度与角加速度的大小受控，并且明确姿态机动时间。传统的姿态跟踪方法规划在规划过程中的角速度和角加速度的大小不受控以及给定工况姿态机动时间难以确定。

因此传统的卫星跟踪姿态机动方法已经不适用，需要针对这种动态跟踪工况寻找新的解决方法。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有卫星跟踪姿态机动控制方法的局限性，提供了一种适应边界约束的分段正弦姿态机动轨迹规划方法，能够高效的对卫星姿态机动进行姿态参数全过程可控的分段正弦的卫星轨迹规划。

本发明的技术解决方案是：一种适应边界约束的分段正弦姿态机动轨迹规划方法，包括步骤如下：

(1)设置卫星的最大角速度v_max和最大角加速度a_max；

(2)根据卫星姿态机动起始时刻的姿态角度r₀、姿态角速度v₀、角加速度a₀、结束时刻的姿态角度r₁、姿态角速度v₁、角加速度a₁，

计算加速段规划相位：

计算加速段正弦轨迹半周期规划频率：

计算加速段规划时长：

计算加速段结束时，卫星的姿态机动规划角度：

计算减速段规划相位：

计算减速段正弦轨迹半周期规划频率：

计算减速段规划时长：

计算减速段结束时，卫星的姿态机动规划角度：

(3)当r₁＞Θ₀+Θ₁时，计算匀速段结束时，卫星的姿态机动规划角度：Θ₂＝r₁-Θ₀-Θ₁；

匀速段规划时长：

卫星姿态机动规划总时长：T_mc＝T_m0+T_m1+T_m2；

引入规划裕量的卫星姿态机动规划总时长T_md＝T_mc+δt,

其中，δt为规划裕量；进入步骤(4)；

(4)在实时控制阶段，首先根据规划结果进行姿态实时控制的参数初始化。

计算卫星实时机动的最大角速度：