一种双刚体航天器快速机动的最短时间确定方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及双刚体航天器快速机动的最短时间确定方法。
【背景技术】
[0002] 本发明是针对"无扰载荷"卫星的快速机动提出的。"无扰载荷"卫星的概念由 NelsonPedreior提出，应用于有高精度指向和高稳定度控制需求的卫星。"无扰载荷"卫 星是一种双刚体航天器，由载荷平台与服务平台两部分构成，无接触作动器控制载荷平台 的姿态，额外执行机构（如反作用轮等）控制服务平台的姿态，无接触作动器可隔离额外执 行机构以及作用于服务平台的外界环境干扰的振动，使有效载荷实现高精度指向和高稳定 度控制。然而，由于无接触作动器的有效工作范围只有几毫米，故服务平台的姿态必须跟踪 载荷平台的姿态，在大角度机动过程中，本质上，服务平台与载荷平台作为整体进行机动， 相当于机动一个单刚体卫星，机动时间主要受额外执行机构限制，机动时间长。对于携带大 型有效载荷的"无扰载荷"卫星，现有构型无法满足快速机动的需求。
【发明内容】
[0003] 本发明为解决现有无扰载荷卫星的无接触作动器的有效工作范围以及机动时间 长，无法满足携带大型有效载荷的无扰载荷卫星快速机动的问题，而提出了 一种双刚体航 天器快速机动的最短时间确定方法。
[0004] 上述的发明目的是通过以下技术方案实现的：
[0005] 步骤一、建立载荷平台坐标系〇sxayaza和服务平台坐标系0bxbybzb，将载荷平台坐标 系记为&系，服务平台坐标系记为Sb系，其中，0S位于球铰中心，0,位于服务平台质心，0a 为载荷平台质心，〇。为双刚体航天器系统质心，载荷平台坐标系的坐标原点位于〇s，载荷平 台与服务平台构成双刚体航天器，载荷平台和服务平台通过球铰连接；
[0006] 步骤二、根据步骤一得到的Sa系和Sb系，写出载荷平台和服务平台关于双刚体航 天器系统质心的转动惯量矩阵；
[0007] 步骤三、根据步骤二得到的载荷平台和服务平台关于双刚体航天器系统质心的转 动惯量矩阵，写出双刚体航天器的姿态运动学方程和双刚体航天器的角动量守恒方程；
[0008] 步骤四、计算载荷平台由初始姿态机动至目标姿态的欧拉轴e和转角〇f;
[0009] 步骤五、根据步骤四得出的转角〇f，写出载荷平台跟踪轨迹的角加速度6(/)、角 速度小(/)和角度?⑴的表达式；
[0010] 步骤六、根据步骤四得出的欧拉轴e和步骤五得出的载荷平台跟踪轨迹的角加速 度0W、角速度由(/)和角度?⑴的表达式，写出载荷平台姿态四元数qni。及q"、载荷平台 的姿态矩阵Cac]、服务平台的姿态矩阵Cbc]、载荷平台的姿态角速度<、服务平台的姿态角速 度、载荷平台的姿态角加速度和服务平台的姿态角加速度被的表达式；
[00ii] 步骤七、将步骤五中的、（i)(/)和①（t)，以及步骤六中的ca。、cC、、cb。、 和被代入步骤三中的双刚体航天器的姿态动力学方程和双刚体航天器的角动量守恒方程，得到关于备眶、〇>和t的萼、砣和和:;
[0012] 步骤八、根据步骤四得出的转角〇f、步骤七中的:C、t和丑!：，使用Matlab优化 工具箱，求解含约束的最短机动时间。
[0013] 发明效果
[0014] 本发明是针对用于灾难应急监测的双刚体卫星的姿态控制提出的，双刚体航天器 由载荷平台与服务平台构成，载荷平台携带有效载荷，服务平台携带执行机构，二者通过球 铰连接。研究双刚体航天器的意义在于：（1)载荷平台可携带较多的有效载荷；（2)双刚体 航天器的执行机构有电机和飞轮，相比于同质量和转动惯量的单刚体航天器，其机动速度 更快；（3)载荷平台与服务平台分开，可减小执行机构的振动对有效载荷的影响。因为双刚 体航天器的主要任务之一是使携带有效载荷的载荷平台快速机动，所以对携带执行机构的 服务平台的姿态无要求。本发明选取了使载荷平台快速机动、服务平台保持对地定向的情 况。
[0015] 实现了双刚体航天器的快速机动，在载荷平台与服务平台之间加入电机驱动的球 铰，解除了无接触作动器有效工作范围的限制，使载荷平台与服务平台可以进行较大角度 的相对姿态运动；通过引入两个时变的转动惯量矩阵，给出了详细的双刚体航天器的姿态 动力学方程，通过引入合理假设，解耦了存在严重耦合的两个分刚体，给出了时间最优问题 的目标函数和约束函数的表达式，使用Matlab优化工具箱可方便地求出最短机动时间及 相应的最大角加速度和最大角速度，在载荷平台进行大角度姿态机动的过程中，由于服务 平台的姿态无需跟踪载荷平台的姿态，即，无需机动整个卫星，只需机动载荷平台部分，可 大大缩短机动时间，而原有技术需同时机动载荷平台和服务平台，假设载荷平台与服务平 台质量接近，本专利提出的快速机动方法可在原有技术上，将机动时间缩短50%。本发明选 取了使载荷平台快速机动、服务平台保持对地定向的情况，满足携带大型有效载荷的无扰 载荷卫星快速机动的问题。
【附图说明】
[0016] 图1为本发明的流程图；
[0017] 图2为【具体实施方式】二中所述坐标系的示意图，其中，0E为地球质心，0。为双刚体 航天器系统质心，〇a为载荷平台质心，〇b为服务平台质心，〇,为球铰质心，[iajakJ^Sa 系的坐标基，1为Sa系的z轴，j3为Sa系的x轴，k3为Sa系的y轴，T为转置，[ibjbkb]T 为Sb系的坐标基，ib为Sb系的x轴，jb为Sb系的y轴，kb为Sb系的z轴，dma为载荷平台 质量微元，dmb为服务平台质量微元，Ra为由0E指向03的矢量，Rb为由0E指向向量， R。为由〇E指向0。的向量，ra为由0E指向-。的向量，rb为由0E指向dmb的向量，L为由0S 指向〇a的向量，d2为由0b指向0S的向量，p:为由0a指向0。的向量，p2为由0b指向0。的向 量，q:为由〇s指向dma69向量，q2为由0S指向dmb的向量；
[0018] 图3为【具体实施方式】六中所述载荷平台跟踪轨迹的示意图，其中，t。为机动开始时 亥|J，ti为加速结束时刻，12为匀速结束时刻，tf为机动结束时刻，〇(/)为载荷平台跟踪轨迹 的角速度，、为载荷平台跟踪轨迹的最大角加速度，4>max为载荷平台跟踪轨迹的最大角 速度，OU)为载荷平台跟踪轨迹的角加速度；
[0019] 图4为实施例1中图载荷平台的姿态角加速度曲线图，° /s为度/秒；
[0020] 图5为实施例1中图电机力矩模值曲线图，Nm为牛米；
[0021] 图6为实施例1中图飞轮力矩模值曲线图；
[0022] 图7为实施例1中图飞轮角动量曲线图。
【具体实施方式】
【具体实施方式】 [0023] 一：结合图1说明本实施方式，一种双刚体航天器快速机动的最短 时间确定方法具体是按以下步骤进行的：
[0024] 步骤一、建立载荷平台坐标系0sxayaza和服务平台坐标系0bxbybzb，将载荷平台坐标 系记为&系，服务平台坐标系记为Sb系，其中，0S位于球铰中心，0,位于服务平台质心，0a 为载荷平台质心，〇。为双刚体航天器系统质心，载荷平台坐标系的坐标原点位于〇s，载荷平 台与服务平台构成双刚体航天器，载荷平台和服务平台通过球铰连接；
[0025] 步骤二、根据步骤一得到的Sa系和Sb系，写出载荷平台和服务平台关于双刚体航 天器系统质心的转动惯量矩阵；
[0026] 步骤三、根据步骤二得到的载荷平台和服务平台关于双刚体航天器系统质心的转 动惯量矩阵，写出双刚体航天器的姿态运动学方程和双刚体航天器的角动量守恒方程；
[0027] 步骤四、计算载荷平台由初始姿态机动至目标姿态的欧拉轴e和转角〇f;
[0028] 步骤五、根据步骤四得出的转角〇f，写出载荷平台跟踪轨迹的角加速度6(/)、角 速度小⑴和角度?⑴的表达式；
[0029] 步骤六、根据步骤四得出的欧拉轴e和步骤五得出的载荷平台跟踪轨迹的角加速 度〇⑴、角速度巾(/)和角度?⑴的表达式，写出载荷平台姿态四元数qni。及qni、载荷平台 的姿态矩阵Cac]、服务平台的姿态矩阵cbC]、载荷平台的姿态角速度服务平台的姿态角速 度<4、载荷平台的姿态角加速度和服务平台的姿态角加速度的表达式；
[0030] 步骤七、基于一个零动量系统，忽略干扰力矩，将步骤五中的〇 (/)、小(/)和 〇 (t)，以及步骤六中的Cac]、、cbC]、<和代入步骤三中的双刚体