一种卫星姿态机动路径规划的参数设计方法与流程

本发明涉及卫星姿态控制技术，特别涉及一种卫星姿态机动路径规划的参数设计方法。

背景技术：

卫星姿态机动的方法分为开环机动和闭环机动。开环机动对模型的确定性要求较高，一般只用于单轴机动；闭环机动可分为阶跃指令模式和路径规划模式，阶跃指令模式往往会有超调，路径规划模式则可以减小超调，且机动过程平缓可靠。最常规的机动路径是基于bang-bang控制的时间最优路径(简称bcb路径)，但是跟踪bcb路径容易激起挠性附件大幅度振动，影响稳定时间。

为此，不少学者进行了可抑制挠性振动的平滑路径规划方法研究，本人于2014年8月于《上海航天》发表文章《基于路径规划和输入成型的挠性航天器振动控制方法》中提出一种余弦过渡角加速度路径规划方法，但文中未对其参数设计方法进行详细描述。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种卫星姿态机动路径规划的参数设计方法，可以星上自主计算或者地面设计得到路径规划所需的参数，设计方法通用性强。

为了实现以上目的，本发明是通过以下技术方案实现的：

一种卫星姿态机动路径规划的参数设计方法，其特点是，包含：

s1，确定卫星机动轴转动惯量ig，卫星的执行机构在机动轴最大输出角动量hmax，所述的执行机构最大输出力矩tmax，以及执行机构的机动角度φ；

s2，预设一过渡段时间上限值τa和过渡段时间下限值τb，并根据所述的ig、hmax、tmax和φ，求取最大角速度a、最大角速度ωmax和过渡时间τ。

所述的步骤s2具体为：

s2.1，计算最大角速度暂定值a'和最大角速度暂定值ωmax'：

a'＝tmax/ig，ωmax'＝hmax/ig；

s2.2，判断φ是否大于则执行步骤s2.3；若否，则执行步骤s2.4；

s2.3，若则a＝a'＝tmax/ig，ωmax＝ωmax'＝hmax/ig，τ＝τa；

若则a＝a'＝tmax/ig，ωmax＝ωmax'＝hmax/ig，

若则τ＝τb；

s2.4，若则a＝a'＝tmax/ig，τ＝τa；

若则a＝a'＝tmax/ig，

若则τ＝τb。

本发明与现有技术相比，具有以下优点：

本发明可以星上自主计算或者地面设计得到路径规划所需的参数，设计方法通用性强。

附图说明

图1为本发明一种卫星姿态机动路径规划的参数设计方法的流程图；

图2为本发明中余弦过渡角加速度示意图；

图3为本发明中采用余弦过渡角加速度路径规划的示意图；

图4为路径规划参数星上自主计算流程图。

具体实施方式

以下结合附图，通过详细说明一个较佳的具体实施例，对本发明做进一步阐述。

由于规划路径是绕相对姿态四元数欧拉轴转动，可以进行一维空间中的路径规划，定义欧拉轴的正方向为正。

为了抑制机动中太阳电池阵的振动，采用一种余弦过渡角加速度路径规划方法，其角加速度示意图如图1所示。

图1中，τ为余弦过渡时间长度；t为恒值加速度时间长度；ty为匀速时间长度。所设计的加速度路径有四个余弦过渡段，每个过渡段采用偏置的半个周期余弦函数过渡，余弦函数周期为2τ，幅值为a/2，并按图所示偏置a/2，例如第一段过渡余弦曲线为由于过渡段的初始时刻和终端时刻角加速度微分为0，增强了对挠性附件振动的抑制。

图2为规划路径示意图，图中为规划的角加加速度，为4段半个周期的正弦函数组成；au为规划的角加速度，ωu为规划的角速度，为规划的理想星体姿态相对目标姿态的旋转角。

考虑加速段有

其中ωmax为角速度路径匀速段的角速度大小；a为角加速度路径恒值角加速度大小。

考虑匀速段有

其中φ为相对目标姿态的初始姿态四元数欧拉转角，0＜φ≤180°。左右侧视机动：φ＝66/57.3；其它机动：φ＝2arccos(qa_old2a_new4)。

总的规划时间为

路径规划参数包括a、ωmax、τ，其参数设计过程如下：

a的选取需要考虑控制力矩陀螺群力矩输出能力，限制机动过程控制力矩陀螺群最大输出力矩为tmax，a＝tmax/ig，ig欧拉转轴方向的转动惯量，左右侧视机动时ig＝ix。

ωmax的选取需要考虑控制力矩陀螺群角动量输出能力，先选取机动过程中最大角动量hmax，ωmax＝hmax/ig。

对t和ty的计算公式做下列推导：

所以，ωmax选取的参数需要满足当时，规划路径不需要经过匀速段和过渡段，直接以最大力矩加速，再以最大力矩减速完成规划。

τ的值需要满足因为当时，规划路径不需要经过恒值加速段，过渡段1后直接进入过渡段2，角加加速度成一个周期的正弦函数。当时，规划路径不需要经过匀速段。

若则重置并先假不需要恒定加速段(后面会考虑不做此假设的处理)，置这样恒值加速度段时间为t＝0，匀速段时间为这样，总的规划时间为

γ的求取属于一个优化问题，在内，使得τ最大，tg最小。显然为最优解。

故取那么当机动角度时，重置并置这样就没有了恒值加速度段和匀速段，规划路径由四段过渡段组成。

若则需要进一步选取τ的值，由于τ的值需要满足受第二项的限制，其值会比较小，所以同样需要调整ωmax的值为并置

如果考虑执行机构力矩输出能力较小，而提供的角动量能提供较高的卫星转速，则根据以上求得的过渡时间τ可能过大，从而延长了规划时间，可以对过渡时间τ最长时间进行限制。

若τ＞τa，则置τ＝τa，根据ty＝0，可以求得

若则需要进一步选取τ的值，可以先选取τ＝τa(缺省τa＝15)，再判断是否满足因为故只需要满足若则重置恒值加速度段时间为匀速段时间为

为了实现在小角度机动时仍然有一定的过渡段时间，在角度较小时置τ＝τb(缺省τb＝7)。

因此，如图1、4所示，一种卫星姿态机动路径规划的参数设计方法包含：

包含：

s1，确定卫星机动轴转动惯量ig，卫星的执行机构在机动轴最大输出角动量hmax，所述的执行机构最大输出力矩tmax，以及执行机构的机动角度φ；

s2，预设一过渡段时间上限值τa和过渡段时间下限值τb，并根据所述的ig、hmax、tmax和φ，求取最大角速度a、最大角速度ωmax和过渡时间τ。

上述的步骤s2具体为：

s2.1，计算最大角速度暂定值a'和最大角速度暂定值ωmax'：

a'＝tmax/ig，ωmax'＝hmax/ig；

s2.2，判断φ是否大于则执行步骤s2.3；若否，则执行步骤s2.4；

s2.3，若则a＝a'＝tmax/ig，ωmax＝ωmax'＝hmax/ig，τ＝τa；

若则a＝a'＝tmax/ig，ωmax＝ωmax'＝hmax/ig，

若则τ＝τb；

s2.4，若则a＝a'＝tmax/ig，τ＝τa；

若则a＝a'＝tmax/ig，

若则τ＝τb。

综上所述，本发明一种卫星姿态机动路径规划的参数设计方法，可以星上自主计算或者地面设计得到路径规划所需的参数，设计方法通用性强。

尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。