專利名稱：帶反作用飛輪的衛(wèi)星時(shí)間最優(yōu)姿態(tài)機(jī)動(dòng)方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種航天器快速，高精度機(jī)動(dòng)的控制方法，具體涉及一種帶反作用飛輪的衛(wèi)星時(shí)間最優(yōu)姿態(tài)機(jī)動(dòng)方法，屬于航天器控制技術(shù)領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
帶反作用輪的航天器時(shí)間最短重定向機(jī)動(dòng)問(wèn)題就是要找到一種控制使得航天器在最短的時(shí)間內(nèi)實(shí)現(xiàn)從某一穩(wěn)定的姿態(tài)機(jī)動(dòng)到另一穩(wěn)定的姿態(tài)。一些最優(yōu)控制律是通過(guò)采用直接方法或間接方法得到的。K. D. Bilimoria, and B. Wie，“Time-Optimal Three-Axis Reorientation of a Rigid Spacecraft, ”Journal of Guidance Control and Dynamics, Vol. 16，No. 3，1993，pp. 446-452.公開了一個(gè)針對(duì)剛體航天器三軸重定向的bang-bang控制，并且證明了繞特征軸的旋轉(zhuǎn)不是時(shí)間最優(yōu)的。H. Shen,and P. Tsiotras,"Time-Optimal Control of Axisymmetric Rigid Spacecraft Using Two Controls,，，Journal of Guidance Control and Dynamics，Vol. 22，No. 5，1999，pp. 682-694.中，僅通過(guò)兩個(gè)控制實(shí)現(xiàn)了軸對(duì)稱剛體航天器的最優(yōu)機(jī)動(dòng)。L.C.Lai，C.C.Yang，and C. J. ffu, "Time-Optimal Maneuvering Control of a Rigid Spacecraft,"ACTA Astronautica, Vol. 60, No. 10, 2007，pp. 791-800.中，把時(shí)間最優(yōu)機(jī)動(dòng)控制問(wèn)題轉(zhuǎn)換成非線性規(guī)劃問(wèn)題，把控制參數(shù)作為優(yōu)化設(shè)計(jì)變量，通過(guò)遺傳算法求得了最優(yōu)解。M.V.LeVSkii，“The Problem of the Time-Optimal Control of Spacecraft Reorientation,，，Journal of Applied Mathematics and Mechanics, Vol. 73, No. 1,2009, pp. 16—25.采用龐德里亞金極大值原理求解了考慮航天器角動(dòng)量約束的最短時(shí)間旋轉(zhuǎn)問(wèn)題。A.Fleming，P. Sekhavat, and I. Μ. Ross, "Minimum-Time Reorientation of a Rigid Body,，，Journal of Guidance Control and Dynamics, Vol. 33, No. 1,2010, pp. 160-170.采用了間接方法和偽譜法求得了考慮約束的最優(yōu)重定向問(wèn)題。S. Liu, and Τ. Singh, "Fuel/Time Optimal Control of Spacecraft Maneuvers,，，Journal of Guidance Control and Dynamics, Vol. 20, No. 2, 1996，pp. 394-397.開發(fā)了 STO算法并解決了在三個(gè)獨(dú)立有界的脈沖控制下的燃料最優(yōu)和時(shí)間最優(yōu)姿態(tài)機(jī)動(dòng)問(wèn)題。X.Bao，and J. L. Junkins，“New Results for Time-Optimal Three-Axis Reorientation of a Rigid Spacecraft，，Journal of Guidance Control and Dynamics, Vol. 32，No. 4，2009，pp. 1071-1076.的研究顯示航天器繞特征軸的機(jī)動(dòng)在控制輸入約束的前提下是時(shí)間最優(yōu)的方法。R.G. Melton，“Boundary Points and Arcs in Constrained, Time-Optimal Satellite Reorientation Maneuvers,，，AIAA/ AASAstrodynamics Specialist Conference,2~5August 2010, Toronto, Ontario,Canada, PP. 1-16中，求解衛(wèi)星時(shí)間最優(yōu)重定向機(jī)動(dòng)問(wèn)題時(shí)考慮邊界點(diǎn)和邊界弧作為約束。在現(xiàn)有技術(shù)中的最優(yōu)姿態(tài)重定向機(jī)動(dòng)沒(méi)有將執(zhí)行機(jī)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)考慮在衛(wèi)星的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)中，精度有待提高
發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是為了解決上述問(wèn)題，提出一種帶反作用飛輪的衛(wèi)星時(shí)間最優(yōu)姿態(tài)機(jī)動(dòng)方法。本發(fā)明的帶反作用飛輪的衛(wèi)星時(shí)間最優(yōu)姿態(tài)機(jī)動(dòng)方法，包括以下幾個(gè)步驟第一步、建立考慮反作用輪動(dòng)力學(xué)的航天器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)模型，在此基礎(chǔ)上建立衛(wèi)星時(shí)間最優(yōu)姿態(tài)機(jī)動(dòng)模型；第二步、針對(duì)考慮了反作用輪動(dòng)力學(xué)的航天器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)模型獲取開環(huán)最優(yōu)控制；第三步、獲取魯棒反饋控制器，實(shí)現(xiàn)航天器重定向姿態(tài)機(jī)動(dòng)；本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)在于(1)實(shí)現(xiàn)航天器的最快姿態(tài)機(jī)動(dòng)；(2)機(jī)動(dòng)控制的精度高；⑶魯棒性強(qiáng)；(4)能滿足執(zhí)行機(jī)構(gòu)的力矩飽和和動(dòng)量飽和約束。


圖1是本發(fā)明的方法流程圖；圖2是本發(fā)明的有3個(gè)反作用輪的衛(wèi)星布局圖；圖3是本發(fā)明的姿態(tài)重定向機(jī)動(dòng)；圖4是本發(fā)明的實(shí)施例中開環(huán)最優(yōu)四元數(shù)曲線；圖5是本發(fā)明的實(shí)施例中開環(huán)最優(yōu)角速度曲線；圖6是本發(fā)明的實(shí)施例中反作用輪的開環(huán)最優(yōu)角速度曲線；圖7是本發(fā)明的實(shí)施例中開環(huán)最優(yōu)控制力矩曲線；圖8是本發(fā)明的實(shí)施例中在三種控制方案下的姿態(tài)重定向機(jī)動(dòng)曲線。圖中
具體實(shí)施例方式下面將結(jié)合附圖和實(shí)施例對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步的詳細(xì)說(shuō)明。本發(fā)明是一種帶反作用飛輪的衛(wèi)星時(shí)間最優(yōu)姿態(tài)機(jī)動(dòng)方法，流程如圖1所示，針對(duì)反作用輪安裝在慣性軸上的航天器，從一種穩(wěn)定的姿態(tài)機(jī)動(dòng)到另一種穩(wěn)定的姿態(tài)，包括以下幾個(gè)步驟第一步、建立考慮反作用輪動(dòng)力學(xué)的航天器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)模型，在此基礎(chǔ)上建立衛(wèi)星時(shí)間最優(yōu)姿態(tài)機(jī)動(dòng)模型；1、建立考慮反作用輪動(dòng)力學(xué)的航天器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)模型；姿態(tài)運(yùn)動(dòng)模型包括姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型和姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)模型。如圖2所示，為一個(gè)有三個(gè)反作用輪安裝在慣性軸上的剛體衛(wèi)星的布局，圖中 Oxbybzb為飛行器坐標(biāo)系，0是飛行器的質(zhì)心，反作用輪主要用于吸收周期擾動(dòng)力矩，偶爾用于衛(wèi)星姿態(tài)重定向機(jī)動(dòng)。姿態(tài)是通過(guò)四元數(shù)來(lái)描述的，用四元數(shù)描述的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)模型如下所示。q = -Q(ra) = -Ξ( )ω(1)
其中，q = [qi，q2，q3， ？是四元數(shù)向量，Q1, q2，q3，q4分別為四元數(shù)的四個(gè)分量， ω = [O1, ω2，ω3]τ是衛(wèi)星的角速度向量，ωι、ω2、ω3分別為衛(wèi)星的角速度向量在飛行器
坐標(biāo)系三個(gè)軸上的分量，Q( ω)和Ξ (q)是如下矩陣
權(quán)利要求
1. 一種帶反作用飛輪的衛(wèi)星時(shí)間最優(yōu)姿態(tài)機(jī)動(dòng)方法，針對(duì)反作用輪安裝在慣性軸上的航天器，從一種穩(wěn)定的姿態(tài)機(jī)動(dòng)到另一種穩(wěn)定的姿態(tài)，其特征在于，包括以下幾個(gè)步驟第一步、建立考慮反作用輪動(dòng)力學(xué)的航天器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)模型，在此基礎(chǔ)上建立衛(wèi)星時(shí)間最優(yōu)姿態(tài)機(jī)動(dòng)模型；(1)建立考慮反作用輪動(dòng)力學(xué)的航天器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)模型； 姿態(tài)運(yùn)動(dòng)模型包括姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型和姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)模型； 姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)模型為
全文摘要
本發(fā)明公開了一種帶反作用飛輪的衛(wèi)星時(shí)間最優(yōu)姿態(tài)機(jī)動(dòng)方法，包括以下幾個(gè)步驟第一步、建立考慮反作用輪動(dòng)力學(xué)的航天器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)模型，在此基礎(chǔ)上建立衛(wèi)星時(shí)間最優(yōu)姿態(tài)機(jī)動(dòng)模型；第二步、針對(duì)考慮了反作用輪動(dòng)力學(xué)的航天器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)模型獲取開環(huán)最優(yōu)控制；第三步、獲取魯棒反饋控制器，實(shí)現(xiàn)航天器重定向姿態(tài)機(jī)動(dòng)；本發(fā)明實(shí)現(xiàn)航天器的最快姿態(tài)機(jī)動(dòng)，而且機(jī)動(dòng)控制的精度高、魯棒性強(qiáng)，能滿足執(zhí)行機(jī)構(gòu)的力矩飽和和動(dòng)量飽和約束。
文檔編號(hào)B64G1/24GK102343985SQ20111019156
公開日2012年2月8日 申請(qǐng)日期2011年7月8日 優(yōu)先權(quán)日2011年7月8日
發(fā)明者劉冠南, 周浩, 陳萬(wàn)春 申請(qǐng)人:北京航空航天大學(xué)