[发明专利]一种探空火箭载荷平台的快速调姿方法及装置

权利要求书

1.一种探空火箭载荷平台的快速调姿方法，其特征在于，包括步骤：

计算当前姿态与目标姿态之差，获得差角值；其中，当前姿态以四元数q₀表示，目标姿态以四元数q_C表示，最优姿态调整为沿q的轨迹，该轨迹为绕轴n旋转θ，q为特征主轴矢量，n为转动主轴，θ为特征转角，四元数意义下为两个当前姿态与目标姿态之差为：

利用差角值规划梯形角速度曲线，对q求导，以获得特征转角的角速度矢量；

利用差角方向n与角速度值合成各轴角速度指令，得到转动角速度指令为：

其中，ω_C表示角速度张量的控制指令，T表示转置；

根据所述控制指令，采用三通道PI控制或PID控制执行机构进行姿态调整和稳定操作，满足：

U_r＝k_22r(k_4r+k_3r/s)(ω_rC-ω_r)；

对于不同通道，系数k_22r、k_3r和k_4r可以取不同值，U_r表示r轴控制电压，ω_r表示r轴的角速度，下标r可以为x₁、y₁、z₁，表示弹体坐标系下的某一坐标轴，也可以表示合成的张量，s是古典控制领域拉氏变换的算子符号，所述执行机构为动量器件。

2.根据权利要求1所述的探空火箭载荷平台的快速调姿方法，其特征在于，动量器件包括动量轮，动量轮的安装方式包括以下方式之一：

采用三轴正交安装的反作用轮；

三轴正交安装和第四个等倾角斜装的四个偏置动量轮构成的零动量系统；

固定安装或V型斜装的偏置动量轮系统；以及

双框架动量轮。

3.根据权利要求1所述的探空火箭载荷平台的快速调姿方法，其特征在于，利用差角值规划梯形角速度曲线中，采用按欧拉轴-角方式、沿最小路径机动的轨迹进行规划。

4.一种探空火箭载荷平台的快速调姿装置，其特征在于，包括指令模块和执行机构；

指令模块用于计算当前姿态与目标姿态之差，获得差角值；并利用差角值规划梯形角速度曲线，以获得角速度矢量；并利用差角方向与角速度值合成各轴角速度指令；

当前姿态以四元数q₀表示，目标姿态以四元数q_C表示，最优姿态调整为沿q的轨迹，该轨迹为绕轴n旋转θ，q为特征主轴矢量，n为转动主轴，θ为特征转角，四元数意义下为两个当前姿态与目标姿态之差为：

利用差角值规划梯形角速度曲线时，对q求导，特征转角的角速度矢量为：

利用差角方向n与角速度值合成各轴角速度指令，得到转动角速度指令为：

其中，ω_C表示角速度张量的控制指令，T表示转置；

执行机构采用动量器件，用于根据所述控制指令，采用三通道PI控制或PID控制执行机构进行姿态调整和稳定操作，满足：

U_r＝k_22r(k_4r+k_3r/s)(ω_rC-ω_r)；

对于不同通道，系数k_22r、k_3r和k_4r可以取不同值，U_r表示r轴控制电压，ω_r表示r轴的角速度，下标r可以为x₁、y₁、z₁，表示弹体坐标系下的某一坐标轴，也可以表示合成的张量，s是古典控制领域拉氏变换的算子符号。

5.根据权利要求4所述的探空火箭载荷平台的快速调姿装置，其特征在于，动量器件包括动量轮，动量轮的安装方式包括以下方式之一：

采用三轴正交安装的反作用轮；

三轴正交安装和第四个等倾角斜装的四个偏置动量轮构成的零动量系统；

固定安装或V型斜装的偏置动量轮系统；以及

双框架动量轮。