[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

摘要

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。

主权项

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：Tcy＝KpyΔθ+KdyΔωyTcz＝KpzΔψ+KdzΔωz‑ω0hx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，ωxk+1、ωyk+1、ωzk+1表示飞轮指令转速，ωxk、ωyk、ωzk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。