[发明专利]多约束下航天器快速姿态机动参数化确定性规划方法

摘要

本发明涉及一种多约束下航天器快速姿态机动参数化确定性规划方法，属于航天器姿态规划技术领域。本发明确定姿态机动当前起始旋转矩阵和角速度，以及目标旋转矩阵和角速度，得到虚拟域上的姿态路径。检测得到当前段姿态路径上违反指向约束的区域。对于每块指向约束违反区域，在指向约束违反区域中间位置生成分段节点，而后依次求解得到各段姿态路径。针对得到的满足指向约束的虚拟域上的姿态路径，利用时间最优路径参数化方法得到满足有界约束和动力学约束的时间域上的快速姿态机动轨迹、角速度和控制力矩，即为最终的满足多种约束的时间域上的快速姿态机动轨迹、角速度和控制力矩。本发明无随机性，结果稳定，实际星上应用更可靠。

主权项

1.多约束下航天器快速姿态机动参数化确定性规划方法，其特征在于：包括如下实现步骤：步骤一、确定姿态机动当前起始旋转矩阵和角速度ω⁰，以及目标旋转矩阵和角速度ω¹，得到虚拟域p∈[0,1]上的姿态路径式中，<x>表示由矢量x＝[x₁,x₂,x₃]^T定义的斜对称矩阵，如公式(2)所示；e^<x>表示由矢量x生成的斜对称矩阵的矩阵指数，如公式(3)所示；||x||表示求矢量x的2范数；I₃表示3×3的单位矩阵；系数矢量和通过求解方程组(4)得到，其中矢量且满足H(x)表示由矢量x生成的矩阵，如公式(5)所示；步骤二、通过公式(6)检测得到步骤一所得当前段姿态路径上违反指向约束的区域和指向约束违反区域个数N；对于每块指向约束违反区域，在指向约束违反区域中间位置生成分段节点；一共N个分段节点，而后依次求解得到N+1段姿态路径；每段姿态路径在求解过程中如果再次违反指向约束，则需要再次分段；具体步骤分为2.1到2.5；2.1、通过公式(6)判断步骤一所得当前段姿态路径是否有违反指向约束；否，执行步骤三；是，执行2.2；2.2、对于每块指向约束违反区域，在指向约束违反区域中间位置生成分段节点；2.3、根据公式(1)到(5)计算出本段姿态路径；再判断本段姿态路径是否有违反指向约束；否，执行2.4；是，重复2.2到2.5；2.4、通过公式(1)到(5)计算出下一段姿态路径；2.5、然后再判断下一段姿态路径是否有违反指向约束；否，重复2.4到2.5，直到求解出全部N+1段姿态路径，执行步骤三；是，重复2.2到2.5；姿态C_IB违反指向约束表示为如下形式：式中，表示航天器到明亮天体的单位方向矢量在惯性坐标系下的分量；表示敏感器在本体坐标系下的单位方向矢量；θ是指向约束角；n表示指向约束个数；步骤三、针对步骤一到步骤二得到的满足指向约束的虚拟域上的姿态路径，利用时间最优路径参数化方法得到满足有界约束和动力学约束的时间域上的快速姿态机动轨迹、角速度和控制力矩；控制力矩和角速度有界约束方程如下所示：|u_i|≤u_max,i＝1,2,3    (7)|ω_i|≤ω_max,i＝1,2,3    (8)式中，u＝[u₁,u₂,u₃]^T表示本体坐标系下的控制力矩；ω＝[ω₁,ω₂,ω₃]^T表示本体坐标系下航天器的角速度；姿态动力学约束方程如下所示：式中，J表示航天器的惯性矩阵；×表示矢量叉乘；步骤四、输出最终的满足多种约束的时间域上的快速姿态机动轨迹、角速度和控制力矩。