一種火星探測器無陀螺自主空間姿態機動控制方法
2023-06-13 18:39:51
專利名稱：一種火星探測器無陀螺自主空間姿態機動控制方法
技術領域：
本發明涉及一種火星探測器姿態機動控制技術，尤其是用於火星探測器對不同定 向目標間的無陀螺姿態機動控制模式中，探測器姿態機動前確定目標姿態四元素，僅依靠 星敏感器測量數據，使用飛輪閉環控制星體繞歐拉軸以最短路徑完成姿態機動。
背景技術：
在執行火星探測任務時，需要對火星定向完成拍照任務，對地球定向完成數傳任 務，完成太陽電池陣對日定向保證整星能源供應，各定向目標切換時可能進行任意角度的 姿態機動。
在進行姿態機動的控制規律時，首先要選取控制反饋量，以往衛星使用陀螺測量 角速率和積分到歐拉角作為反饋輸入，如果使用陀螺積分的歐拉角進行姿態機動還需進行 參考系的解算；當姿態機動的角度較大時，使用歐拉角可能會出現奇異；最重要原因還是 由於飛輪的最大轉速有限，使用歐拉角進行姿態機動，更易使飛輪飽和，因此，需要研製一 種無需陀螺數據的姿態機動控制技術。發明內容
針對現有技術存在的不足，本發明要解決的技術問題是提供一種火星探測器無陀 螺自主空間姿態機動控制方法，能夠完成火星探測器對任意目標的姿態機動任務，無需陀 螺的角速度數據作為反饋，增加探測器姿態機動的可靠性。
為解決上述技術問題，本發明是通過以下的技術方案實現的，一種火星探測器無 陀螺自主空間姿態機動控制方法，其具體包括如下步驟
1.探測器進入姿態機動模式前，首先使用推力器將飛輪轉速卸載到200rpm內，使 飛輪角動量達到姿態機動前的需要；
2.探測器進入姿態機動模式後，根據目標姿態四元素和當前星體姿態四元素計算 姿態機動歐拉軸和歐拉角；
3.根據飛輪轉動動量和星體慣量計算姿態機動角速度，確定星體加速時間tm與 整個姿態機動過程所需時間ts，這兩個時間取值的確定必須保證反作用飛輪的轉速不超過 其最大轉速；
4.採用前饋+反饋策略的解耦控制律，探測器姿態準確跟蹤機動規劃的角速度和 控制力矩，保證了控制的精度和穩定性；
本發明採用的方法與現有技術相比，其優點和有益效果是
該火星探測器姿態機動控制方法，無需陀螺姿態機動控制，採用星敏感器和飛輪 的最小配置，實現了整個機動過程的閉環控制，整個任務均為星上自主處理自主計算任務 剖面、機動控制過程自主迭代、不依賴陀螺信息，真正實現了最短路徑的全姿態機動功能。
以下將結合附圖和具體實施例對本發明作進一步說明。
圖1為本發明的機動示意圖2為姿態機動指令時序圖。
具體實施方式
如圖1所示，當探測器需要姿態機動時，首先進行飛輪轉速卸載到200rpm內，使飛輪角動量達到姿態機動前的需要，之後進行姿態機動，綜合電子計算機計算出歐拉轉角和歐拉轉軸，從而實現星體從當前指向轉動到目標指向，而姿態機動所需時間的確定要根據反作用飛輪的最高轉速和所能提供的最大力矩來計算。
火星探測器的大角度姿態機動控制是通過使星體繞歐拉軸進行單軸轉動實現的。 得到期望的目標指向四元數I後，再根據星敏感器的測量得到qib，可以計算出當前星體指向到期望目標指向所需要轉動的誤差四元數I。
權利要求
1.一種火星探測器無陀螺自主空間姿態機動控制方法，其特徵在於包括如下步驟 1)探測器進入姿態機動模式前，首先使用推力器將飛輪轉速卸載，使飛輪角動量達到姿態機動前的需要； 2)探測器進入姿態機動模式後，根據目標姿態四元素和當前星體姿態四元素計算姿態機動歐拉軸和歐拉角； 3)根據飛輪轉動動量和星體慣量計算姿態機動角速度，確定星體加速時間tm與整個姿態機動過程所需時間ts，這兩個時間取值的確定必須保證反作用飛輪的轉速不超過其最大轉速； 4)採用前饋+反饋策略的解耦控制律，探測器姿態準確跟蹤機動規劃的角速度和控制力矩。
2.根據權利要求1所述的火星探測器無陀螺自主空間姿態機動控制方法，其特徵在於所述步驟1-2)中計算姿態機動歐拉轉角和歐拉轉軸g公式為
3.根據權利要求1或2所述的火星探測器無陀螺自主空間姿態機動控制方法，其特徵在於所述步驟1-3)中，確定星體加速時間1。 與整個姿態機動過程所需時間ts的計算公式為
全文摘要
本發明公開一種火星探測器無陀螺自主空間姿態機動控制方法，適用於探測器不同定向目標間的姿態機動控制，不依靠陀螺數據而僅依靠星敏感器數據完成任意指向的姿態機動。探測器姿態機動前確定目標姿態四元素，使用飛輪閉環控制星體繞歐拉軸以最短路徑完成姿態機動。與現有技術相比，該方法以最小硬體配置，即星敏感器和飛輪，可以最短路徑完成任意指向的姿態機動，具有實用性。
文檔編號G05D1/08GK103019247SQ20111028981
公開日2013年4月3日 申請日期2011年9月27日 優先權日2011年9月27日
發明者尹海寧, 周連文, 聶章海, 杜寧, 李芳華, 蔡陳生, 袁彥紅 申請人:上海航天控制工程研究所