[发明专利]基于三段式路径规划的挠性卫星姿态控制方法

权利要求书

1.基于三段式路径规划的挠性卫星姿态控制方法，其特征是，该控制方法由以下步骤实现：

步骤一、设定基准参考坐标系为惯性空间坐标系，建立以金字塔构型CMG群为执行机构具有挠性附件的卫星姿态动力学和运动学方程；并建立模态坐标系下的挠性附件振动动力学方程，通过定义新的状态变量，建立用于预测卫星姿态未来信息的非线性状态空间方程；

步骤二、根据当前时刻获得的卫星姿态及附件振动位移信息，通过离散化处理步骤一建立的非线性状态空间方程，获得挠性卫星姿态动力学和运动学的离散时间方程，采用所述离散时间方程进行未来预测时域Np步的卫星姿态信息的预测；

步骤三、建立金字塔构型的CMG群动力学模型，获得CMG群输出力矩，根据雅克比矩阵引入奇异度量关系式，实时计算CMG群力矩输出的奇异性；

步骤四、基于正弦型角加速度的姿态路径规划方法，结合谱分析及优化算法，设计能够抑制挠性附件振动且机动时间最优的姿态轨迹；

所述基于正弦型角加速度的姿态路径规划方法为：基于正弦型函数设计三段式角加速度曲线，获得三段过程姿态机动时间关系；以机动时间为待优化目标，以角加速度和角速度为待优化变量，在满足机动过程中角加速度约束、角速度约束及避开挠性附件固有频率约束条件下，求解最优的挠性卫星姿态机动时间及相应的规划曲线；

步骤五、根据卫星姿态偏差、角速度偏差以及框架角速度偏差信息，建立卫星姿态机动过程优化指标，基于卫星系统动力学及运动学方程，离散化迭代计算未来预测时域内的卫星姿态信息，采用滚动时域控制方法实现卫星姿态跟踪控制。

步骤六、依据离散控制技术原理，在每个采样时刻重复步骤二至步骤五，通过反复更新卫星姿态信息，实现挠性卫星姿态机动的滚动优化控制。

2.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于，步骤四的具体实现过程为：基于正弦型函数设计的角加速度机动路径规划曲线按照时间分为三个过程，即加速段、匀速段和减速段；所述加速段采用开口向下的正弦型函数作为角加速度轨迹；匀速段的角加速度值设为零，减速段采用开口向上的正弦型函数作为角加速度轨迹，其幅值大小和频率与加速段轨迹相同；

设定角加速度机动路径规划曲线在三个时间段方程分别为：

加速段：

匀速段：a(t)＝0

减速段：

通过对角加速度机动路径规划曲线进行一次积分，获得角速度机动路径规划曲线在三个时间段方程分别为：

加速段：

匀速段：v(t)＝v

减速段：

通过对角加速度机动路径规划曲线进行二次积分，获得角位置机动路径规划曲线在三个时间段方程分别为：

加速段：

匀速段：

减速段：

其中，a为角加速度，v为角速度，为每一时刻姿态角位置，T_p为正弦函数半周期；根据加速段、匀速段、减速段三段过程方程可知姿态角加速度、角速度及角位置规划曲线；

根据各阶段规划曲线在时间点T₁、T₁+T₂和T₁+T₂+T₃处的幅值关系，可计算出姿态机动时间为：

t＝T₁+T₂+T₃

其中：为期望的机动姿态角位置，T₂为匀速段时间，T₁,T₃分别为加速度及减速度时间，由加速段及减速段的对称性，有T₁＝T₃成立；

以机动时间为待优化目标，以角加速度a和角速度v为待优化变量，在满足机动过程中角加速度约束、角速度约束及避开挠性附件固有频率约束条件下，建立优化问题如下：

式中，v_max和a_max分别为卫星姿态控制系统允许的最大机动角速度和角加速度，区间[f₁,f₂]表示为避开挠性附件振动频率而设计的正弦函数允许的频率范围；通过求解上式可获得最优的挠性卫星姿态机动时间及相应的规划曲线。