[发明专利]一种适用于质心横移空间飞行器的姿态控制方法

摘要

本发明提出一种适用于质心横移空间飞行器的姿态控制方法，该方法采用四元数描述发动机喷管指向相对于空间飞行器本体的旋转，并基于制导方向及该旋转四元数确定出满足制导要求情况下空间飞行器的期望姿态；引入描述空间飞行器姿态偏差的拟欧拉角，并在基于拟欧拉角的姿态运动模型的基础上构建变结构姿态控制律；将空间飞行器姿态控制到其期望姿态上即可保证变轨推力方向沿制导。本发明解决了采用推力矢量和姿控发动机，对质心发生横移的空间飞行器实施姿态控制的控制律设计问题，所采用的姿态描述回避了欧拉角姿态描述所固有的奇异性，其三个分量具有较明显的物理意义；基于该姿态描述的姿态控制律形式简单，且控制效果良好。

主权项

1.一种适用于质心横移空间飞行器的姿态控制方法，其特征在于，该方法通过如下步骤实现：步骤一、旋转变轨发动机摇摆喷管，使得变轨推力线通过空间飞行器系统质心，首先，确定出喷管所需旋转的旋转角θ₁₀和θ₂₀，采用通过公式(2)为：SH＝-(I_Y×r)×I_Y公式中r为质心平移坐标系坐标原点S指向飞行器质心的矢径，θ₁₀为矢径r与平面XSZ的夹角，θ₂₀为矢径r在平面XSZ上的投影与SX轴的夹角；θ₁₀和θ₂₀确定之后驱动变轨发动机摇摆喷管，按次序绕相应旋转轴分别旋转θ₁₀和θ₂₀，保证发动机的推力线通过飞行器质心；步骤二、确定摇摆喷管相对空间飞行器旋转所对应的合成旋转四元数Q。采用如下公式(4)确定旋转合成四元数Q：Q＝q_Yθ10οq_Zθ20这里，q_Yθ10和q_Zθ20分别为旋转角θ₁₀和θ₂₀所对应的旋转四元数包括：q_Zθ20＝[cos(θ₂₀/2)0 0 sin(θ₂₀/2)]^Tq_Yθ10＝[cos(θ₁₀/2)0 sin(θ₁₀/2)0]^T；步骤三、根据轨控指令方向所对应的四元数q_ZD和合成旋转四元数Q确定出空间飞行器的期望姿态q_f。空间飞行器的期望姿态q_f采用如下公式确定q_f＝q_ZDοQ* 飞行器的姿态按合成旋转四元数Q进行旋转后，所对应的姿态即为摇摆喷管的姿态q_G，而当q_G的姿态趋于q_ZD时，飞行器的姿态q即可趋于q_f。；步骤四、根据空间飞行器当前姿态q及其期望姿态q_f，确定出拟欧拉角参数，并基于此构建飞行器的姿态动力学运动模型为：上式中，ω＝[ω_x ω_y ω_z]^T为空间飞行器相对于惯性空间的转动角速度，M_C为控制力矩，II为飞行器转动惯量，基于姿态四元数的空间飞行器姿态运动学方程为：根据当前姿态四元数q和需求姿态四元数q_f，并引入姿态运动学方程，构造飞行器的姿态拟欧拉角及拟欧拉角速度，即：σ＝2G^T(q_f)q对拟欧拉角速度求导，进行数学代换，及引入姿态动力学方程为上式即为空间飞行器基于拟欧拉角的姿态运动模型；步骤五、构建基于拟欧拉角的变结构姿态控制律，在拟欧拉角参数所确定的相平面内，取开关面为：s＝σ+υ对开关面求导并引入姿态运动模型，则有：设定相轨迹向开关面趋近的规律为指数趋近律，则有： 解之得：M_C为变结构控制律所确定出来的需求控制力矩；步骤六、根据控制律对摇摆发动机摆角和滚控发动机进行指令分配，并实施轨控时实现飞行器的姿态控制，摇摆发动机工作时的推力矢量所形成的控制力矩为：式中，r_x，r_y，r_z分别为矢量r在x，y，z轴上的分量，M_r为：滚控发动机所应提供的控制力矩M_r＝M_C(1)-M_Tx任一时刻，滚控发动机所提供的控制力矩为：M_x＝M_esgn(M_r)＝Tdsgn(M_r)M_e为滚控发动机所提供的滚控力矩的大小，T为滚控发动机推力，d为空间飞行器直径；滚控发动机可通过调节作用相反的两组发动机的工作时间来提供时变的控制力矩。