[发明专利]一种快速的多约束航天器姿态路径递归规划方法

说明书

本发明公开的一种快速的多约束航天器姿态路径递归规划方法，属于航天器姿态制导技术领域。本发明实现方法为：确定航天器姿态机动当前起始姿态和目标姿态；针对起始姿态和目标姿态，采用基准转角不变的欧拉特征轴旋转方式得到当前段机动路径，根据机动角度大小确定合适的路径节点个数，使路径节点分布更均匀；检测得到当前段机动路径上所有违反指向约束的节点；采取选择与多个相邻的指向约束违反节点中间的节点对应的替代节点作为分段节点的路径分段策略，使多段路径过渡更平滑；通过最近临界增量方法生成满足指向约束的可行的分段节点；为适用于存在多个指向约束的复杂情况，采用多次分段和递归求解的方式得到多约束航天器姿态机动路径。

技术领域

本发明涉及一种多约束航天器姿态路径递归规划方法，尤其涉及一种快速的多约束航天器姿态路径递归规划方法，属于航天器姿态制导技术领域。

背景技术

航天器在轨运行过程中经常需要进行姿态机动来完成特定的任务。然而，航天器在姿态机动过程中会受到多种约束条件的限制。一方面，姿态机动需要满足机动的起始和目标边界条件，以达到机动的基本任务要求。另一方面，航天器姿态机动也必须考虑多个指向约束。例如，航天器上的某些光学敏感器(如红外望远镜和星敏感器)不能曝光于明亮天体(太阳和月亮等)，否则可能会损坏。指向约束的存在极大地限制了航天器在姿态机动过程中的可行空间，这使得约束姿态机动路径规划问题变得难以求解。

针对约束姿态机动路径规划问题，国内外众多学者对此进行了深入的理论研究，涌现出了许多初步形成了理论并得到应用的优秀算法，如势函数法、几何方法、随机规划算法和半定规划方法等(Kim,Y,Mesbahi,M,Singh,G,et al.On the convexparameterization of constrained spacecraft reorientation[J].IEEE Transactionson Aerospace and Electronic Systems,2010,46(3):1097–1109)。虽然每种算法都有各自的优点，但是也都有一定的缺点和局限性。

例如几何方法通过在单位球上定义排斥区域，并主要通过求解两个相关转角得到理想的切线路径来规避明亮天体，即需要的俯仰/偏航转角和明亮天体相对于旋转平面的排斥角。几何方法简单直观，但是只适用于指向约束个数较少的情况。因为几何方法依赖于中间分段节点的精心选择计算，才能使得通过无约束的姿态机动方法求解出的各段路径都满足指向约束(即理想的切线路径)。

发明内容

针对现有技术中几何方法中间分段节点需要精心选择进而只适用于少量指向约束的问题，本发明要解决的技术问题是提供一种快速的多约束航天器姿态路径递归规划方法，采用多次分段和递归求解的方式使多段路径过渡更平滑，使各段路径节点分布更均匀，适用于存在多个指向约束的复杂情况，使得规划出的机动路径更有利于姿态跟踪控制，实现简单，求解速度快，通用性好，便于实现星上自主姿态机动路径规划。

本发明公开的一种快速的多约束航天器姿态路径递归规划方法，确定航天器姿态机动当前起始姿态和目标姿态。针对给出的起始姿态和目标姿态，采用基准转角不变的欧拉特征轴旋转方式得到当前段机动路径，能够灵活地根据机动角度大小确定合适的路径节点个数，使路径节点分布更均匀。检测得到当前段机动路径上所有违反指向约束的节点。采取选择与多个相邻的指向约束违反节点中间的节点对应的替代节点作为分段节点的路径分段策略，使多段路径过渡更平滑。通过最近临界增量方法生成满足指向约束的可行的分段节点。为适用于存在多个指向约束的复杂情况，采用多次分段和递归求解的方式得到使多段路径过渡更平滑、使各段路径节点分布更均匀的多约束航天器姿态机动路径。

本发明的目的是通过下述技术方案实现的。

本发明公开的一种快速的多约束航天器姿态路径递归规划方法，包括如下实现步骤：

步骤一、确定姿态机动当前起始姿态和目标姿态其中，姿态四元数的第一个元素是标量部分。