[发明专利]一种航天器指向约束姿态机动控制方法

摘要

本发明涉及一种受指向约束的自主姿态机动控制的方法，属于航天器姿态控制技术领域。该方法采用在单位球面S上，以敏感器目标指向矢量rd的末端点为目标点位置，敏感器当前的指向矢量r的末端点为当前位置，指向约束所形成的球冠面为障碍区域，构建关于r的末端点在球面上运动的导航函数V，然后根据导航函设计控制力矩表达式，通过改变控制力矩参数来调整控制力矩的幅值，从而驱动航天器使得敏感器指向目标矢量rd，航天器完成敏感器指向目标矢量rd后，需再绕敏感器矢量方向旋转角度θ，从而实现航天器完整的姿态机动过程。本发明方法能够明确地对障碍区域的指向规避进行处理，同时对于多个障碍约束时能避免局部极小值，确保航天器安全机动到目标姿态，满足了执行机构有界性的要求，实现了自主航天器指向约束姿态机动的控制。

主权项

1.一种航天器指向约束姿态机动控制的方法，其特征在于：该方法实现的具体过程如下：步骤一、根据航天器本身的结构安装信息，得到需要考虑指向约束的敏感器指向矢量在本体系下的表示为r_b，在惯性系下的表示为r；根据姿态敏感器信息和星历信息，得到航天器质心到相关的n个天体的矢量在惯性系下的表示分别为r_oj，j＝1，...，n；根据姿态敏感器信息，得到航天器在惯性系下相对于在本体系下的姿态矩阵C_Ib，下标表示该姿态矩阵是从本体系b到惯性系I的转换；根据期望姿态矩阵得到敏感器指向矢量的目标指向在惯性系下的表示为r_d；步骤二、以航天器质心为中心，建立单位球面S；根据敏感器的视场顶角θ₀以及相关的n个天体的视角θ_oj，得到敏感器方向矢量r与第n个天体矢量r_oj之间的约束关系为r^Tr_oj＜cosθ_j，其中θ_j＝θ₀+θ_oj，即敏感器方向矢量r在姿态机动过程中不能进入到由第j个天体矢量r_oj为对称中心，顶点在航天器质心，锥顶角为θ_j的空间锥内，n个天体的指向将形成n个空间锥，这些空间锥与单位球面S相交后，将单位球面S截出n个球冠面，其中，第j个球冠面的中心与球冠边缘的距离为ρ_j，ρj=2-2cosθj;]]>步骤三、在单位球面S上，以敏感器目标指向矢量r_d的末端点为目标点位置，敏感器当前的指向矢量r的末端点为当前位置，指向约束所形成的球冠面为障碍区域，构建关于r的末端点在球面上运动的导航函数V；导航函数V为：V=(γdkγdk+β)1/k---(1)]]>其中，k为常数，k≥2，γ_d＝||r-r_d||²，β和β_j为中间变量，βj=||r-roj||2-ρj2;]]>步骤四、将导航函数融合到控制律的设计过程中，结合姿态动力学和运动学，并利用backstepping方法设计控制力矩u表达式，航天器在控制力矩驱动下旋转；控制力矩u为：其中，μ，η，s为调节参数，J为航天器的惯量矩阵，ω为航天器的姿态角速度，ω_s为期望姿态角速度和为期望姿态角速度的导数，[ω^×]为航天器姿态角速度的叉乘矩阵；步骤五、根据步骤四中确定的控制力矩表达式，通过改变控制参数μ，η和s，来调整控制力矩的幅值，从而满足航天器执行机构的输出要求；步骤六、根据步骤四和步骤五所确定的控制力矩来驱动航天器，从而使敏感器指向目标矢量r_d；步骤七、航天器完成敏感器指向目标矢量r_d后并未达到完整的目标姿态，需再绕敏感器矢量方向旋转一定角度，从而实现航天器完整的姿态机动过程。