專利名稱：一種適用于質心橫移空間飛行器的姿態控制方法
技術領域：
本發明涉及空間飛行器的姿態控制的技術領域，尤其適用于在軌運行期間存在明顯質心橫移的空間飛行器的姿態控制。
背景技術：
運載火箭運送載荷入軌過程中所飛過的弧段較短，不存在真正意義上的大角度姿態變化，因此采用基于歐拉角的姿態反饋控制律即可滿足其姿態控制要求。但是空間飛行器在軌運行期間的姿態變化范圍較大，采用歐拉角描述的姿態動方程無法回避奇異問題；姿態四元數雖然回避了奇異現象，但其無法直觀反映姿態的變化情況。若空間飛行器所攜帶的多顆載荷為并聯布局且需逐顆釋放，則載荷的釋放必將引起飛行器質心的明顯橫移及其轉動慣量的明顯改變。在推進變軌過程中，變軌推力將因質心橫移而影響飛行器姿態，而在姿態控制控制過程中，飛行器轉動慣量的改變也將加重三通道間的耦合:這是多顆載荷串聯布局或雖是并聯布局但卻對稱釋放的傳統運載工具所沒有遇到過的問題。本發明針對此類問題，提出一種適用于質心發生了橫移的空間飛行器的姿態控制方法:在質心橫移飛行器變軌之前，驅動其搖擺發動機矢量噴管旋轉，使得相應推力線通過飛行器質心以消除變軌推力對空間飛行器姿態的干擾；采用四元數描述指令制導方向和矢量噴管相對于空間飛行器體坐標系的旋轉；根據指令制導方向及矢量噴管的旋轉確定出空間飛行器的期望姿態；根據飛行器當前及期望姿態四元數構建描述其姿態偏差的擬歐拉角，并采用擬歐拉角描述飛行器的姿態運動；在相應姿態運動模型的基礎上構建變結構姿態控制律，在飛行器推進變軌的同時對其實施姿態控制。目前沒有發現與同本發明類似技術的說明或報道，也尚未收集到國內外類似的資料。

發明內容
本發明所要解決的技術問題是克服空間飛行器質心橫移對姿態控制的影響，在飛行器推進變軌的同時，采用推力矢量和姿控發動機對其進行姿控。本發明提出一種適用于質心橫移空間飛行器的姿態控制方法，該方法根據空間飛行器當前和期望姿態四元數確定出描述其姿態偏差的擬歐拉角參數；基于擬歐拉角參數所描述的空間飛行器姿態運動模型構建變結構姿態控制律；確定出推力矢量的推力角，以及滾控發動機所應提供的控制力矩。通過變軌推進發動機搖擺噴管的“預擺”最大可能地消除了變軌推力對空間飛行器姿態的干擾；變軌發動機搖擺噴管相對于空間飛行器體坐標系的角位置關系以及指令制導方向，確定出空間飛行器的期望姿態，將空間飛行器姿態控制到其期望姿態上即可保證變軌方向指向制導方向；引入基于擬歐拉角的姿態偏差描述方式，基于擬歐拉角的姿態運動模型繼承了四元數姿態運動模型無奇異的優點，基于該模型構建的姿態控制律回避了四元數所固有的符號二義性缺點，適于描述空間飛行器大角度姿態機動的場景。在質心存在明顯橫移的空間飛行器的變軌過程中，應用本發明可消除變軌推力對飛行器姿態的干擾，由變軌發動機搖擺噴管相對于空間飛行器體坐標系的角位置關系及指令制導方向確定出空間飛行器的期望姿態，將空間飛行器姿態控制到其期望姿態上即可保證變軌方向指向制導。該發明在不影響飛行器變軌精度的前提下，可對質心橫移飛行器的姿態進行較好的控制，且不會發生任何奇異現象，取得了制導準確，運行可靠的有益效果。


圖1空間飛行器質心橫移示意2推力矢量及滾控發動機在質心平移坐標系SXYZ中的描述圖3空間飛行器姿態控制流程4矢量噴管推力角變化曲線圖5推進方向變化曲線圖6空間飛行器姿態變化曲線圖7擬歐拉角參數變化曲線圖8空間飛行器姿態角速度變化曲線
具體實施例方式下面結合附圖和實例對本發明作進一步詳細說明。如圖1所示是空間飛行器質心橫移示意圖。受空間飛行器結構布局、制造工藝等所限，空間飛行器通常都會存在一定程度的質心橫移，且質心橫移現象還將隨燃料的消耗及載荷的分離而加劇。如圖2所示為推力矢量、姿控發動機的安裝位置、空間飛行器的質心位置等在質心平移坐標系SXYZ中的描述。空間飛行器依靠搖擺發動機所提供的推力矢量來實現軌道控制及偏航和俯仰通道的姿態控制，滾控通道的姿控則由位于空間飛行器后端的安裝截面內，沿周向安裝并可提供相反控制作用的兩對姿控發動機負責。如圖3所示為空間飛行器姿態控制流程圖，由圖可知，空間飛行器的姿態控制可通過如下步驟實現:步驟1、旋轉搖擺發動機矢量噴管，使得推力線通過空間飛行器系統質心。設空間飛行器質心C在坐標系SXYZ中的坐標為[xc，yc, zc]，則C指向變軌推力作用點S的矢徑為:
權利要求
1.一種適用于質心橫移空間飛行器的姿態控制方法，其特征在于，該方法通過如下步驟實現: 步驟一、旋轉變軌發動機搖擺噴管，使得變軌推力線通過空間飛行器系統質心，首先，確定出噴管所需旋轉的旋轉角θ1(ι和θ2ο， 采用通過公式(2)為:
2.如權利要求1所述的一種適用于質心橫移空間飛行器的姿態控制方法，其特征在于:選取發射慣性系作為姿態定義參考坐標系，發射慣性系固化于慣性空間，其原點為發射點，Xa軸指向射向，Ya軸垂直地平向上，Za軸由右手定則確定。
3.如權利要求1所述的一種適用于質心橫移空間飛行器的姿態控制方法，其特征在于:定義空間飛行器的質心平移坐標系SXYZ，其原點S為搖擺噴管結點，SX沿空間飛行器指向前，SY位于其縱對稱面內并指向上，SXYZ為右手直角坐標系。
4.如權利要求1所述的一種適用于質心橫移空間飛行器的姿態控制方法，其特征在于:定義發射慣性系到空間飛行器體系的3-2-1轉序，歐拉角θ，ψ，γ為空間飛行器的俯仰、偏航、滾轉姿態角。
全文摘要
本發明提出一種適用于質心橫移空間飛行器的姿態控制方法，該方法采用四元數描述發動機噴管指向相對于空間飛行器本體的旋轉，并基于制導方向及該旋轉四元數確定出滿足制導要求情況下空間飛行器的期望姿態；引入描述空間飛行器姿態偏差的擬歐拉角，并在基于擬歐拉角的姿態運動模型的基礎上構建變結構姿態控制律；將空間飛行器姿態控制到其期望姿態上即可保證變軌推力方向沿制導。本發明解決了采用推力矢量和姿控發動機，對質心發生橫移的空間飛行器實施姿態控制的控制律設計問題，所采用的姿態描述回避了歐拉角姿態描述所固有的奇異性，其三個分量具有較明顯的物理意義；基于該姿態描述的姿態控制律形式簡單，且控制效果良好。
文檔編號B64G1/24GK103121514SQ20111036894
公開日2013年5月29日 申請日期2011年11月18日 優先權日2011年11月18日
發明者夏喜旺, 劉漢兵, 杜涵 申請人:上海宇航系統工程研究所