一种航天器指向约束姿态机动控制方法

摘要

本发明涉及一种受指向约束的自主姿态机动控制的方法，属于航天器姿态控制技术领域。该方法采用在单位球面S上，以敏感器目标指向矢量r_d的末端点为目标点位置，敏感器当前的指向矢量r的末端点为当前位置，指向约束所形成的球冠面为障碍区域，构建关于r的末端点在球面上运动的导航函数V，然后根据导航函设计控制力矩表达式，通过改变控制力矩参数来调整控制力矩的幅值，从而驱动航天器使得敏感器指向目标矢量r_d，航天器完成敏感器指向目标矢量r_d后，需再绕敏感器矢量方向旋转角度θ，从而实现航天器完整的姿态机动过程。本发明方法能够明确地对障碍区域的指向规避进行处理，同时对于多个障碍约束时能避免局部极小值，确保航天器安全机动到目标姿态，满足了执行机构有界性的要求，实现了自主航天器指向约束姿态机动的控制。

主权项

1.一种航天器指向约束姿态机动控制的方法，其特征在于：该方法实现的具体过程如下：步骤一、根据航天器本身的结构安装信息，得到指向约束的敏感器方向矢量在本体系下的表示为r_b，在惯性系下的表示为r；根据姿态敏感器信息和星历信息，得到航天器质心到相关的n个天体的矢量在惯性系下的表示分别为r_oj，j＝1,...,n；根据姿态敏感器信息，得到航天器在惯性系下相对于在本体系下的姿态矩阵C_Ib，下标表示该姿态矩阵是从本体系b到惯性系I的转换；根据期望姿态矩阵得到惯性系下敏感器指向目标矢量r_d；步骤二、以航天器质心为中心，建立单位球面S；根据敏感器的视场顶角θ₀以及相关的n个天体的视角θ_oj，得到敏感器方向矢量r与第n个天体矢量r_oj之间的约束关系为r^Tr_oj＜cosθ_j，其中θ_j＝θ₀+θ_oj，即敏感器方向矢量r在姿态机动过程中不能进入到由第j个天体矢量r_oj为对称中心，顶点在航天器质心，锥顶角为θ_j的空间锥内，n个天体的指向将形成n个空间锥，这些空间锥与单位球面S相交后，将单位球面S截出n个球冠面，其中，第j个球冠面的中心与球冠边缘的距离为ρ_j，${\rho }_j=\sqrt{2-2\cos {\theta }_j};$步骤三、在单位球面S上，以敏感器指向目标矢量r_d的末端点为目标点位置，敏感器当前的方向矢量r的末端点为当前位置，指向约束所形成的球冠面为障碍区域，构建关于r的末端点在球面上运动的导航函数V；导航函数V为：${V=\left(\frac{{\gamma }_d^k}{{\gamma }_d^k+\beta }\right)}^{1/k}---\left(1\right)$其中，k为常数，k≥2，γ_d＝||r-r_d||²，β和β_j为中间变量，${\beta }_j={\left|\right|r-r_{\mathrm{oj}}\left|\right|}^2-{\rho }_j^2;$步骤四、将导航函数融合到控制律的设计过程中，结合姿态动力学和运动学，并利用反演法backstepping设计控制力矩u表达式，航天器在控制力矩驱动下旋转；控制力矩u为：$u=\left[{\omega }^{\times }\right]\mathrm{J\omega }+J({\stackrel{·}{\omega }}_s+\frac{\mu }{\eta }{\omega }_s+s({\omega }_s-\omega ))---\left(2\right)$其中，μ，η，s为调节参数，J为航天器的惯量矩阵，ω为航天器的姿态角速度，ω_s为期望姿态角速度和为期望姿态角速度的导数，[ω^×]为航天器姿态角速度的叉乘矩阵；步骤五、根据步骤四中确定的控制力矩表达式，通过改变控制参数μ，η和s，来调整控制力矩的幅值，从而满足航天器执行机构的输出要求；步骤六、根据步骤四和步骤五所确定的控制力矩来驱动航天器，从而使敏感器指向目标矢量r_d；步骤七、航天器完成敏感器指向目标矢量r_d后并未达到完整的目标姿态，需再绕敏感器矢量方向旋转一定角度，从而实现航天器完整的姿态机动过程。