专利名称：带反作用飞轮的卫星时间最优姿态机动方法
技术领域：
本发明涉及一种航天器快速，高精度机动的控制方法，具体涉及一种带反作用飞轮的卫星时间最优姿态机动方法，属于航天器控制技术领域。
背景技术：
带反作用轮的航天器时间最短重定向机动问题就是要找到一种控制使得航天器在最短的时间内实现从某一稳定的姿态机动到另一稳定的姿态。一些最优控制律是通过采用直接方法或间接方法得到的。K. D. Bilimoria, and B. Wie，“Time-Optimal Three-Axis Reorientation of a Rigid Spacecraft, ”Journal of Guidance Control and Dynamics, Vol. 16，No. 3，1993，pp. 446-452.公开了一个针对刚体航天器三轴重定向的bang-bang控制，并且证明了绕特征轴的旋转不是时间最优的。H. Shen,and P. Tsiotras,"Time-Optimal Control of Axisymmetric Rigid Spacecraft Using Two Controls,，，Journal of Guidance Control and Dynamics，Vol. 22，No. 5，1999，pp. 682-694.中，仅通过两个控制实现了轴对称刚体航天器的最优机动。L.C.Lai，C.C.Yang，and C. J. ffu, "Time-Optimal Maneuvering Control of a Rigid Spacecraft,"ACTA Astronautica, Vol. 60, No. 10, 2007，pp. 791-800.中，把时间最优机动控制问题转换成非线性规划问题，把控制参数作为优化设计变量，通过遗传算法求得了最优解。M.V.LeVSkii，“The Problem of the Time-Optimal Control of Spacecraft Reorientation,，，Journal of Applied Mathematics and Mechanics, Vol. 73, No. 1,2009, pp. 16—25.采用庞德里亚金极大值原理求解了考虑航天器角动量约束的最短时间旋转问题。A.Fleming，P. Sekhavat, and I. Μ. Ross, "Minimum-Time Reorientation of a Rigid Body,，，Journal of Guidance Control and Dynamics, Vol. 33, No. 1,2010, pp. 160-170.采用了间接方法和伪谱法求得了考虑约束的最优重定向问题。S. Liu, and Τ. Singh, "Fuel/Time Optimal Control of Spacecraft Maneuvers,，，Journal of Guidance Control and Dynamics, Vol. 20, No. 2, 1996，pp. 394-397.开发了 STO算法并解决了在三个独立有界的脉冲控制下的燃料最优和时间最优姿态机动问题。X.Bao，and J. L. Junkins，“New Results for Time-Optimal Three-Axis Reorientation of a Rigid Spacecraft，，Journal of Guidance Control and Dynamics, Vol. 32，No. 4，2009，pp. 1071-1076.的研究显示航天器绕特征轴的机动在控制输入约束的前提下是时间最优的方法。R.G. Melton，“Boundary Points and Arcs in Constrained, Time-Optimal Satellite Reorientation Maneuvers,，，AIAA/ AASAstrodynamics Specialist Conference,2~5August 2010, Toronto, Ontario,Canada, PP. 1-16中，求解卫星时间最优重定向机动问题时考虑边界点和边界弧作为约束。在现有技术中的最优姿态重定向机动没有将执行机构的动力学考虑在卫星的姿态动力学中，精度有待提高
发明内容
本发明的目的是为了解决上述问题，提出一种带反作用飞轮的卫星时间最优姿态机动方法。本发明的带反作用飞轮的卫星时间最优姿态机动方法，包括以下几个步骤第一步、建立考虑反作用轮动力学的航天器姿态运动模型，在此基础上建立卫星时间最优姿态机动模型；第二步、针对考虑了反作用轮动力学的航天器姿态运动模型获取开环最优控制；第三步、获取鲁棒反馈控制器，实现航天器重定向姿态机动；本发明的优点在于(1)实现航天器的最快姿态机动；(2)机动控制的精度高；⑶鲁棒性强；(4)能满足执行机构的力矩饱和和动量饱和约束。
图1是本发明的方法流程图；图2是本发明的有3个反作用轮的卫星布局图；图3是本发明的姿态重定向机动；图4是本发明的实施例中开环最优四元数曲线；图5是本发明的实施例中开环最优角速度曲线；图6是本发明的实施例中反作用轮的开环最优角速度曲线；图7是本发明的实施例中开环最优控制力矩曲线；图8是本发明的实施例中在三种控制方案下的姿态重定向机动曲线。图中
具体实施例方式下面将结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。本发明是一种带反作用飞轮的卫星时间最优姿态机动方法，流程如图1所示，针对反作用轮安装在惯性轴上的航天器，从一种稳定的姿态机动到另一种稳定的姿态，包括以下几个步骤第一步、建立考虑反作用轮动力学的航天器姿态运动模型，在此基础上建立卫星时间最优姿态机动模型；1、建立考虑反作用轮动力学的航天器姿态运动模型；姿态运动模型包括姿态动力学模型和姿态运动学模型。如图2所示，为一个有三个反作用轮安装在惯性轴上的刚体卫星的布局，图中 Oxbybzb为飞行器坐标系，0是飞行器的质心，反作用轮主要用于吸收周期扰动力矩，偶尔用于卫星姿态重定向机动。姿态是通过四元数来描述的，用四元数描述的姿态运动学模型如下所示。q = -Q(ra) = -Ξ( )ω(1)
其中，q = [qi，q2，q3， ？是四元数向量，Q1, q2，q3，q4分别为四元数的四个分量， ω = [O1, ω2，ω3]τ是卫星的角速度向量，ωι、ω2、ω3分别为卫星的角速度向量在飞行器
坐标系三个轴上的分量，Q( ω)和Ξ (q)是如下矩阵
权利要求
1. 一种带反作用飞轮的卫星时间最优姿态机动方法，针对反作用轮安装在惯性轴上的航天器，从一种稳定的姿态机动到另一种稳定的姿态，其特征在于，包括以下几个步骤第一步、建立考虑反作用轮动力学的航天器姿态运动模型，在此基础上建立卫星时间最优姿态机动模型；(1)建立考虑反作用轮动力学的航天器姿态运动模型； 姿态运动模型包括姿态动力学模型和姿态运动学模型； 姿态运动学模型为
全文摘要
本发明公开了一种带反作用飞轮的卫星时间最优姿态机动方法，包括以下几个步骤第一步、建立考虑反作用轮动力学的航天器姿态运动模型，在此基础上建立卫星时间最优姿态机动模型；第二步、针对考虑了反作用轮动力学的航天器姿态运动模型获取开环最优控制；第三步、获取鲁棒反馈控制器，实现航天器重定向姿态机动；本发明实现航天器的最快姿态机动，而且机动控制的精度高、鲁棒性强，能满足执行机构的力矩饱和和动量饱和约束。
文档编号B64G1/24GK102343985SQ20111019156
公开日2012年2月8日 申请日期2011年7月8日 优先权日2011年7月8日
发明者刘冠南, 周浩, 陈万春 申请人:北京航空航天大学