一種衛星姿態跟蹤機動的餘弦過渡加速度路徑方法
2023-11-10 05:40:27 1
一種衛星姿態跟蹤機動的餘弦過渡加速度路徑方法
【專利摘要】本發明提供了一種用於衛星姿態跟蹤機動的餘弦過渡加速度路徑方法，在BCB路徑的角加速度突變處採用偏置的半個周期餘弦函數過渡，根據角加速度路徑按照預先確定的機動方向矢量投影到衛星本體系三軸，積分後獲得角速度路徑，再運用運動學解算姿態角或姿態四元數路徑。與現有技術相比，可以大幅減少撓性附件的振動，進而提高穩定度和快速性，撓性抑制效果好。設計方法簡單，易於工程實現，可適宜於撓性耦合較大的衛星姿態機動。
【專利說明】一種衛星姿態跟蹤機動的餘弦過渡加速度路徑方法
[0001]
【技術領域】
[0002]本發明涉及衛星姿態控技術，尤其是衛星姿態跟蹤機動的軌跡規劃，一種使用餘弦過渡加速度路徑的方法。
【背景技術】
[0003]為了增加衛星成像幅寬，對突發事件地區實現即時觀測，或通過衛星沿軌跡方向的前視和後視來實現立體成像，對衛星的快速機動能力提出了嚴格的要求。衛星姿態機動的方法分為開環機動和閉環機動。開環機動對模型的確定性要求較高，一般只用於單軸機動；閉環機動可分為階躍指令模式和路徑規劃模式，階躍指令模式往往會有超調，路徑規劃模式則可以避免超調，且機動過程平緩可靠。所以，使用路徑規劃模式實現衛星姿態機動，尤其是三軸姿態機動是一種趨勢。
[0004]新一代衛星結構往往需要攜帶大型太陽帆板或者大型展開天線，角加速度的突變過程相當於二階系統的階躍響應過程，容易激起撓性附件的振動，尤其是帆板，其模態阻尼比很小、振動模態頻率低，階躍激振力的作用將導致帆板大幅度振動並持續很長時間，嚴重影響衛星本體的姿態穩定度，增加了姿態控制的難度。對於跟蹤指令路徑的機動模式，路徑的規劃優劣嚴重影響撓性附件的振動抑制效果。
[0005]對現有技術查得已公開的路徑規劃方法有:
DBCB路徑:是當前實際應用較多的機動路徑，根據bang-bang控制原理，按照「常值加速-勻速-常值減速」的模式規劃的路徑，該路徑可使該系統快速響應，但是角加速度的突變(即不連續性)常導致撓性帆板的強烈振動，控制精度不高。如圖1所示，為應用最多的BCB路徑示意圖，此路徑規劃簡單。幾乎所有開環機動都是採用BCB方式，但是對於撓性耦合越來越強、穩定度要求越來越高的衛星，必須對指令模式做出改進。
[0006]2) S型路徑:由申曉寧等在航空動力學報2010年第25卷發表的《基於多目標進化算法的衛星機動路徑規劃》中，針對加速度突變問題提出了基於S型速度曲線的機動路徑，該方法應用多目標優化算法尋找S函數的參數。但是其路徑形式複雜，且速度較大，執行機構易飽和，不適合工程實現。如圖2所示，為拋物線型加速度路徑示意圖，可以看出，在
i= 0，T，T+ty，時刻角加速度微分較大，並且和BCB路徑相比，沒有充分利用可
達到的最大角加速度。
[0007]3)拋物線型加速度路徑:由鄭立君等在華中科技大學學報2011年第39卷發表的《撓性太空飛行器大角度姿態機動路徑規劃》中，提出基於拋物線函數設計三段式機動路徑的角加速度，將BCB路徑的恆值由拋物線函數代替。有一定的撓性抑制效果，但是由於沒有合理利用執行機構的最大輸出力矩，使得規劃的路徑時間較長，而且部分段角加速度的微分較大，有待進一步改進。
[0008]上述各路徑存在的問題是:BCB路徑規劃簡單，但是沒有對撓性抑制做出考慮；S型路徑考慮撓性抑制，但是形式複雜，不易於工程實現；拋物線型加速度路徑對撓性抑制作出了考慮，但是以犧牲規劃時間為代價。因此需要一個既能考慮撓性抑制且能工程實用的規劃路徑。
【發明內容】
[0009]本發明要解決的技術問題是提供一種用於衛星姿態跟蹤機動的餘弦過渡加速度路徑方法，能抑制撓性附件振動，形式簡單，工程易於實現的機動路徑。
[0010]為解決上述技術問題，本發明的一種用於衛星姿態跟蹤機動的餘弦過渡加速度路徑方法，是對BCB路徑的改進，在BCB路徑的角加速度突變處採用偏置的半個周期餘弦函數過渡，根據角加速度路徑按照預先確定的機動方向矢量投影到衛星本體系三軸，積分後獲得角速度路徑，再運用運動學解算姿態角或姿態四元數路徑。
[0011]所述的餘弦過渡加速度路徑方法，具體包括如下步驟:
步驟一、計算衛星姿態旋轉角度大小，確定機動方向；
步驟二、按工程實際選取過渡時間T
若衛星撓性附件的撓性耦合係數大時，則選取過渡時間τ值大，反之則選取過渡時間T值小；
步驟三、依據執行機構輸出力矩限制、衛星慣量大小以及機動方向來選取最大角加速度幅值β
考慮執行機構力矩飽和，選取α = 0.9 T醒/Imix，式中為執行機構在一個軸上最大輸出力矩，Immi為衛星本體三軸最大主慣量；
步驟四、根據測速裝置的量程限制確定勻速段角速度大/」I
為了留出餘量可取氣=0-9&U ,式中為測速裝置可測量的最大角速度；
步驟五、根據Τ = οφ-τ計算恆值加速段時間7 ；
步驟六、計算勻速段時間
【權利要求】
1.一種用於衛星姿態跟蹤機動的餘弦過渡加速度路徑方法，其特徵在於:對BCB路徑的改進，在BCB路徑的角加速度突變處採用偏置的半個周期餘弦函數過渡，根據角加速度路徑按照預先確定的機動方向矢量投影到衛星本體系三軸，積分後獲得角速度路徑，再運用運動學解算姿態角或姿態四元數路徑。
2.根據權利要求1所述的用於衛星姿態跟蹤機動的餘弦過渡加速度路徑方法，其特徵在於:其具體包括如下步驟: 步驟一、計算衛星姿態旋轉角度大小，確定機動方向； 步驟二、按工程實際選取過渡時間； 步驟三、依據執行機構輸出力矩限制、衛星慣量大小以及機動方向來選取最大角加速度幅值Ω 步驟四、根據測速裝置的量程限制確定勻速段角速度大/」"; 步驟五、根據了 = ^ h - ^計算恆值加速段時間τ ； 步驟六、計算勻速段時間& ； 步驟七、對目標的角加速度路徑按步驟一中確定的方向矢量分配到衛星體系三軸上得到1 ; 步驟八、對角加速度矢量路徑積分獲得目標角速度％ ;對角速度矢量路徑運用四元數運動學方程解算獲得衛 星目標姿態四元數 。
【文檔編號】G01C21/24GK103808323SQ201210439266
【公開日】2014年5月21日 申請日期:2012年11月7日 優先權日:2012年11月7日
【發明者】劉德慶, 彭仁軍, 張子龍 申請人:上海航天控制工程研究所