一种基于角加速度导数为正弦曲线的飞行器姿态快速机动方法
【专利摘要】本发明公开了一种基于角加速度导数为正弦曲线的飞行器姿态快速机动方法，根据控制系统执行机构的力矩和角动量提供能力，设计了经历加速、匀速和减速三个过程的姿态机动路径，在加速和减速过程中，均保证角加速度的导数为标准正弦曲线，保证了整个机动过程中的力矩输出不仅连续，且一阶导数连续，使得整个机动过程力矩输出的平稳变化，姿态机动过程中对挠性模态的激发作用小。在飞行器姿态机动到位后，由于挠性模态振动幅值较小，所以飞行器的姿态能够迅速稳定，从而实现了快速机动快速稳定控制。本方法特别适用于挠性模态耦合严重的飞行器进行快速机动控制，能够实现快速稳定的控制需求。
【专利说明】一种基于角加速度导数为正弦曲线的飞行器姿态快速机动 方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种挠性航天器的快速机动控制方法，尤其涉及一种基于角加速度导 数为正弦曲线的飞行器姿态快速机动方法，属于航天器姿态控制领域，
【背景技术】
[0002] 现代航天器通常带有大型太阳帆板等轻型结构的挠性附件，在挠性航天器的飞行 过程中，常常需要快速地进行大角度姿态机动以满足任务要求。理论分析表明，由于航天器 的中心刚体动力学和挠性附件振动之间存在着强烈耦合，其姿态机动到大角度时非线性动 力学特性更为显著，常常导致挠性附件持续强烈振动，进而严重影响姿态运动，甚至直接威 胁着航天器结构的安全。挠性航天器姿态大角度快速机动模式，给姿态控制与振动抑制带 来了很大的挑战。
[0003] 针对挠性航天器姿态机动控制以及振动抑制问题，已有研究表明，优化机动路径 是实现大角度快速机动和快速稳定的有效措施。目前有代表性的机动路径规划方法包括基 于bang-bang的轨迹规划方法和基于角加速度正弦曲线的规划方法。其中bang-bang轨迹 规划方法规划时间短，但对挠性模态的振动激发剧烈，飞行器机动后的稳定时间长。基于正 弦曲线的角加速度轨迹规划方法对挠性模态激发小，不过考虑到挠性模态与航天器姿态角 速度的耦合关系。由于规划方法只考虑了角加速度的连续，角加速度的导数在规划起始时 刻和结束时刻都会跳变，对挠性模态仍存在一定的激发作用，对姿态机动到位后的稳定不 利。
[0004] 针对目前机动轨迹规划方法的不足，考虑对角加速度的导数进行轨迹规划，最终 规划的轨迹保证了角加速度的平滑性。采用基于角加加速度正弦曲线的快速机动轨迹规划 曲线进行快速机动时，挠性模态在规划轨迹结束后基本不激起，飞行器姿态机动到位后的 稳定度高。
【发明内容】
[0005] 本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种基于角加速度导数为 正弦曲线的飞行器姿态快速机动方法，该方法可以保证姿态机动过程的快速性和平稳性。
[0006] 本发明的技术解决方案是：一种基于角加速度导数为正弦曲线的飞行器姿态快速 机动方法，其特征在于步骤如下：
[0007] (1)根据飞行器上所配置的执行机构确定飞行器姿态机动最大角加速度am ;
[0008] (2)根据飞行器上所配置的执行机构角动量包络和敏感器量程确定飞行器姿态机 动最大角速度6m;
[0009] (3)当飞行器接收到地面发送的姿态机动控制指令时，飞行器控制系统根据接收 到的姿态机动角度Θ m和已确定的姿态机动最大角速度^"和姿态机动最大角加速度am计 算出飞行器姿态机动飞行轨迹的特征转折时刻；
[0010] (4)飞行器控制系统利用步骤（3)所计算的特征转折时刻，按照角加速度导数为 分段正弦曲线实时计算出飞行器姿态机动时的目标姿态角加速度目标姿态角速度?和 目标姿态角度
[0011] (5)飞行器控制系统按照步骤（4)计算得到的姿态机动目标姿态角加速度\、目 标姿态角速度和目标姿态角度t进行飞行器姿态机动控制。
[0012] 所述计算特征转折时刻的方法为：设飞行器姿态机动飞行轨迹分为加速段、匀速 段和减速段三段，其中加速度段的时间为[0 tml]，匀速段的时间为[tml tm2]，减速段的时间 为[tm2tm3]，tml、t m2、tm3为机动飞行轨迹的特征转折时刻，均以飞行器姿态机动飞行起始时 刻为起点计时；获取特征转折时刻的方法为：
【权利要求】
1. 一种基于角加速度导数为正弦曲线的飞行器姿态快速机动方法，其特征在于步骤如 下： (1) 根据飞行器上所配置的执行机构确定飞行器姿态机动最大角加速度am ; (2) 根据飞行器上所配置的执行机构角动量包络和敏感器量程确定飞行器姿态机动最 大角速度6m; (3) 当飞行器接收到地面发送的姿态机动控制指令时，飞行器控制系统根据接收到的 姿态机动角度Θ m和已确定的姿态机动最大角速度和姿态机动最大角加速度am计算出 飞行器姿态机动飞行轨迹的特征转折时刻； (4) 飞行器控制系统利用步骤（3)所计算的特征转折时刻，按照角加速度导数为分段 正弦曲线实时计算出飞行器姿态机动时的目标姿态角加速度目标姿态角速度$?和目标 姿态角度Θ (5) 飞行器控制系统按照步骤（4)计算得到的姿态机动目标姿态角加速度目标姿 态角速度~和目标姿态角度％进行飞行器姿态机动控制。
2. 根据权利要求1所述的一种基于角加速度导数为正弦曲线的飞行器姿态快速机动 方法，其特征在于：所述计算特征转折时刻的方法为：设飞行器姿态机动飞行轨迹分为加 速段、匀速段和减速段三段，其中加速度段的时间为[〇t ml]，匀速段的时间为[tmltm2]，减速 段的时间为[t m2 tm3]，tml、tm2、tm3为机动飞行轨迹的特征转折时刻，均以飞行器姿态机动飞 行起始时刻为起点计时；获取特征转折时刻的方法为：
3. 根据权利要求2所述的一种基于角加速度导数为正弦曲线的飞行器姿态快速机动 方法，其特征在于：所述步骤（4)实时计算飞行器姿态机动时的目标角加速度目标角速 度4和目标角度吣的方法为： (1) 求取角加速度导数正弦曲线的角频率
(2) 姿态机动过程中加速段目标姿态角加速度七=0.5 · am· (l-c〇s(f · t))，目标姿 态角速度
目标姿态角度Θ r = 0. 5 · am · (0. 5 · t2-l/ f+cos(f · t)/f2)，其中t为机动时间； (3) 姿态机动过程中匀速段目标姿态角加速度\ = 0,目标姿态角速度
目标姿态角度
(4) 姿态机动过程中减速段目标姿态角加速度= -〇. 5 · am · (1-cos (f (t_tm2)))，目 标姿态角速度
，目标姿态角度
【文档编号】G05D1/08GK104062976SQ201410256156
【公开日】2014年9月24日 申请日期:2014年6月10日 优先权日:2014年6月10日
【发明者】田科丰, 宗红, 姚宁, 雷拥军, 王淑一, 何海锋, 朱琦, 吕高见, 傅秀涛, 綦艳霞, 潘立鑫, 李晶心 申请人:北京控制工程研究所