基于四元数信息的喷气控制方法与流程

本发明涉及卫星姿轨控分析系统技术领域，具体涉及一种基于四元数信息的喷气控制方法。

背景技术：

在卫星姿轨控分析系统方案设计中，常设计一种星体太阳电池阵受照面对日定向模式，该控制模式能够在任意姿态控制模式出现异常时自动转入，可保证星体能源供应，因此该控制模式常作为卫星姿态的安全模式。在对日定向的安全模式下，若敏感器可用且能源满足要求，则自主地由对安全模式转到常规的对地定向控制模式，可保证载荷正常工作。

由于对日安全模式下，相对对地定向基准的卫星姿态存在任意性，以往卫星平台基于三轴欧拉角进行姿态控制，进行重捕地球机动时，需通过多次主轴旋转才能完成该最终的姿态机动控制，即传统卫星平台基于特定转序解算的欧拉角进行姿态控制，在喷气对日安全模式下重新恢复对地定向控制，即重捕地球控制时，需通过多次主轴旋转才能最终完成该的姿态机动控制。具体为，根据轨道计算得到轨道坐标系对应的四元数qio后，再根据星敏感器解算的本体姿态qib，可以计算出当前星体姿态到对地定向姿态指向所需要转动的误差四元数qe(该姿态的初始确定可采用双矢量定姿作备份，而机动过程仅采用陀螺解算的欧拉角速度和欧拉角速度积分的欧拉角)，进而可以按123转序计算星体需机动的三轴姿态角。将陀螺积分赋值为上述求解的三轴姿态角，以反转序(321)依次控制星体各主轴进行姿态转动，调用喷气斜开关线控制算法。因此需连续3次绕星体主轴旋转才能实现对地定向。

上述基于欧拉角进行姿态机动控制的缺点是，当姿态机动的角度较大时，使用欧拉角可能会出现奇异。若要避免奇异，必须设定欧拉角解算转序；依次绕不同的星体主轴进行转动控制，而各轴总的旋转角度必然远大于最优的空间转角。因此大角度机动时所需要的时间就相对较长，且旋转控制过程繁琐；此外，若星上的姿态测量器件为星敏感器，直接测量量反映了星体相对参考坐标系的姿态四元数，如果使用欧拉角进行姿态机动还需进行欧拉角和欧拉角速度的计算，带来了额外的计算量，且欧拉角速度的计算容易出现奇异。而根据四元数描述卫星姿态的物理意义，可知绕四元数对应的空间欧拉转轴一次性旋转欧拉转角，才是姿态旋转的最优路径。

因此有必要开发一种新的基于四元数信息的喷气控制方法，在任意姿态下一步到位的完成对地定向机动。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种基于四元数信息的喷气控制方法，提出基于绕空间轴做最短路径姿态机动控制思想，通过四元数描述卫星目标姿态基准，并进行控制用姿态简化，再以卫星相对轨道系角速度矢量为基准，设计喷气姿态控制算法，实现一步到位的对日定向转对地定向的最短路径机动控制。

为了达到上述目的，本发明通过以下技术方案实现：

一种基于四元数信息的喷气控制方法，实现卫星对日安全模式下转对地定向机动控制，即重捕地球控制，其特征是，包含以下步骤：

S1、以四元数描述卫星由当前姿态切换到目标姿态的三轴控制用姿态；

S2、以陀螺角速度结合当前卫星姿态信息解算卫星相对轨道坐标系角速度矢量；

S3、设计喷气控制算法，实现卫星对日定向转对地定向的最短路径机动控制。

上述的基于四元数信息的喷气控制方法，其中，所述的步骤S1中：

用四元数描述卫星当前姿态切换到目标姿态的偏差，以偏差四元数的矢部乘以2倍作为三轴控制用姿态。

上述的基于四元数信息的喷气控制方法，其中，所述的步骤S1中：

卫星当前姿态相对目标姿态的偏差四元数即卫星相对轨道系姿态四元数初值由星敏感器有效时提供，星敏感器长期无效时由双矢量定姿结果计算得到。

上述的基于四元数信息的喷气控制方法，其中，所述的步骤S2具体包含：

根据陀螺角速度和卫星当前姿态，计算卫星相对轨道系的角速度矢量以及三轴控制用角速度。

上述的基于四元数信息的喷气控制方法，其中，所述的步骤S3具体包含：

基于步骤S1得到的三轴控制用姿态和步骤S2中得到的三轴控制用角速度，调用三轴斜开关线喷气控制算法或PD脉宽调制的喷气控制算法对卫星进行姿态控制。

上述的基于四元数信息的喷气控制方法，其中，所述步骤S3中还包含：

对姿态控制过程的最大角速度进行限幅。

本发明与现有技术相比具有以下优点：

1、通过以四元数描述卫星当前姿态与对地定向基准之间的姿态偏差，调用喷气姿态控制算法，实现喷气重捕地球控制，简化了姿态控制流程，缩短了重捕所需的时间；

2、该方法可在任意姿态下一步到位的完成对地定向机动，保证了姿态机动的快速性，算法简单可靠。

附图说明

图1为本发明的步骤流程图；

图2为本发明的实施例中斜开关线控制算法示意图。

具体实施方式

以下结合附图，通过详细说明一个较佳的具体实施例，对本发明做进一步阐述。

如图1所示，一种基于四元数信息的喷气控制方法，实现卫星对日安全模式下转对地定向机动控制，即重捕地球控制，所述的喷气控制方法包含以下步骤：

S1、以四元数描述卫星由当前姿态切换到目标姿态的三轴控制用姿态；具体的，用四元数描述卫星当前姿态切换到目标姿态的偏差，以偏差四元数的矢部乘以2倍作为三轴控制用姿态，该方式避免了固定转序的三轴欧拉角解算，可保证大姿态时控制极性正确；其中，卫星相对轨道系姿态四元数初值由星敏感器有效时提供，星敏感器长期无效时由双矢量定姿结果计算得到，三轴控制用姿态分别取[2*qob(1)2*qob(2)2*qob(3)]*180/π，其中，qob(1)为相对轨道系四元数滚动轴分量，qob(2)为相对轨道系四元数俯仰轴分量，qob(3)为相对轨道系四元数偏航轴分量。

S2、以陀螺角速度结合当前卫星姿态信息解算卫星相对轨道坐标系角速度矢量；具体的，根据陀螺角速度ωib和卫星相对轨道系四元数qob，计算卫星相对轨道系的角速度矢量ωob，此处，以卫星相对轨道系的角速度矢量ωob为角速度基准，而不是以欧拉伪速率为基准，因欧拉伪速率仅适用于小角度情况；三轴角速度控制基准分别取[ωob(1)ωob(2)ωob(3)]*180/π。

S3、设计喷气控制算法，实现卫星对日定向转对地定向的最短路径机动控制；具体的，基于步骤S1得到的三轴控制用姿态和步骤S2中得到的卫星相对轨道坐标系角速度矢量，调用三轴斜开关线喷气控制算法或PD脉宽调制的喷气控制算法对卫星进行姿态控制，并对姿态控制过程的最大角速度进行限幅，以避免机动到位后过大的姿态超调，且可保证控制过程中星敏感器能够正常工作。

本实施例中，本发明的喷气控制方法采用的具体步骤是：第一步，以星敏或双矢量定姿结果作为四元数初值，计算陀螺积分四元数；第二步，计算控制用姿态和角速度；第三步，设计斜开关线喷气控制算法，实现喷气控制；

第一步中陀螺积分四元数计算主要用于星敏无效时提供连续的姿态信息，以姿态确定模块给出的姿态四元数为初值，通过四元数运动学方程进行积分得到陀螺积分四元数，采用如下公式调用龙格库塔算法进行积分计算：

式中，qob为卫星相对轨道系四元数，为qob的导数、ωob为卫星相对轨道系角速度；

卫星相对轨道系姿态四元数初值可由星敏有效时结合轨道信息得出，星敏长期无效时可以双矢量定姿结果计算得到。

第二步中计算得到的控制用姿态和角速度计算主要用于后续对日转对地机动控制，其最终目标是控制卫星姿态与轨道坐标系一致，即目标姿态即为轨道系，因此卫星当前姿态相对轨道系的偏差四元数即为第一步中计算得到的卫星相对轨道系四元数qob；

根据陀螺测量角速度ωib和卫星当前姿态，计算卫星相对轨道系角速度矢量ωob：

ωob＝ωib-Aboωio(2)

式中，

ωio＝[0-ω0 0]

式中，Abo为轨道系至卫星本体系姿态转换矩阵，ωio为轨道系相对惯性系角速度矢量，ω0为卫星轨道角速度，q0～q3分别为四元数的四个分量；

三轴姿态基准分别取[2*qob(1)2*qob(2)2*qob(3)]*180/π；

三轴角速度基准分别取[ωob(1)ωob(2)ωob(3)]*180/π；

应该注意的，该姿态和角速度基准同样适用于到位后的喷气对地定向控制；

第三步中，为简化喷气斜开关线控制的控制算法，本实施例中，控制用姿态直接取偏差四元数的矢部的2倍，设计控制算法，调用第二步中获得的控制用姿态和角速度进行喷气控制，本实施例中采用三轴斜开关线控制算法，如图2所示为例，基于PD控制递阶饱和思想，且为保证星敏感器姿态正常输出，对斜开关线控制的最大角速度Y1进行限幅，

对于不同卫星型号，斜开关线控制算法和参数可自由设计，但控制过程中对最大角速度进行限幅是必要的。

尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。