适用于火星探测的光照最优姿态机动路径规划方法.pdf

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1、(19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请号 202010274480.6 (22)申请日 2020.04.09 (71)申请人 上海航天控制技术研究所 地址 201109 上海市闵行区中春路1555号 (72)发明人 王卫华于常利马瑞鲁启东 张玉花王超 (74)专利代理机构 中国航天科技专利中心 11009 代理人 刘秀祥 (51)Int.Cl. B64G 1/24(2006.01) (54)发明名称 一种适用于火星探测的光照最优姿态机动 路径规划方法 (57)摘要 一种适用于火星探测的光照最优姿态机动 路径规划方法， 属

2、于火星探测姿态控制技术领 域， 包含以下步骤： S1、 根据探测器长期稳态为X 轴指向太阳、 -Z约束对地的对日基准以及太阳翼 可按照Y轴进行一维驱动的约束， 将三维机动欧 拉轴进行分解， 保障机动过程太阳矢量最长时间 在XOZ平面内， 以保障在太阳翼一维驱动支撑下， 最大性能的跟踪太阳， 实现光照最优； S2、 按照S1 中投影分解的方案， 分段规划姿态机动路径， 结 合飞轮最大能力， 实现快速姿态机动。 本发明以 姿态机动过程最大程度保证太阳翼法线指向太 阳为目标， 综合考虑过程能源消耗， 方法简单可 行， 为火星探测提供一种有效能源保障的在轨实 施预案。 权利要求书1页 说明书7页 附图

3、2页 CN 111483617 A 2020.08.04 CN 111483617 A 1.一种适用于火星探测的光照最优姿态机动路径规划方法， 其特征在于， 包括如下步 骤： S1、 将探测器绕空间欧拉轴的一次姿态机动分解为两次姿态机动； 获得两次姿态机动 的姿态四元数、 欧拉角、 欧拉轴； S2、 根据S1中所述的两次姿态机动的欧拉角、 欧拉轴， 采用姿态机动路径规划算法， 获 得两次姿态机动路径规划的参数； S3、 利用S1中所述的两次姿态机动路径规划的参数， 计算每个控制周期单次姿态机动 路径规划的路径参数； S4、 根据每个控制周期单次姿态机动路径规划的路径参数， 确定探测器机动过程中

4、的 控制力矩， 所述控制力矩用于控制探测器的执行结构进行姿态机动。 2.根据权利要求1所述的一种适用于火星探测的光照最优姿态机动路径规划方法， 其 特征在于， S4中， 根据每个控制周期单次姿态机动路径规划的路径参数， 计算闭环控制误差 四元数和前馈控制力矩； 利用闭环控制误差四元数和前馈控制力矩， 确定探测器机动过程 中的控制力矩。 3.根据权利要求2所述的一种适用于火星探测的光照最优姿态机动路径规划方法， 其 特征在于， 利用闭环控制误差四元数和前馈控制力矩， 采用等比例限幅控制算法计算确定 探测器机动过程中的控制力矩。 4.根据权利要求1所述的一种适用于火星探测的光照最优姿态机动路径规划

5、方法， 其 特征在于， S1中， 将探测器绕空间欧拉轴的一次姿态机动分解为两次姿态机动的方法为： S11、 计算探测器绕空间欧拉轴进行一次姿态机动的一次机动四元数； 利用一次机动 四元数与姿态欧拉角的对应关系， 计算一次姿态机动的欧拉角； S12、 利用S11所述的欧拉角， 计算分解为两次姿态机动的姿态四元数、 欧拉角、 欧拉轴。 5.根据权利要求4所述的一种适用于火星探测的光照最优姿态机动路径规划方法， 其 特征在于， S11中， 利用一次机动四元数与姿态欧拉角的对应关系， 按照123转序计算一次姿 态机动的欧拉角。 6.根据权利要求15之一所述的一种适用于火星探测的光照最优姿态机动路径规划

6、 方法， 其特征在于， S2中两次姿态机动路径规划的参数包括绕空间欧拉轴的最大角加速度、 绕空间欧拉轴的最大角速度、 机动加速度时间、 机动匀速时间与减速时间之和。 7.根据权利要求15之一所述的一种适用于火星探测的光照最优姿态机动路径规划 方法， 其特征在于， S3中每个控制周期单次姿态机动路径规划的路径参数包括相对机动开 始时刻绕该次姿态机动欧拉轴的旋转角度、 相对机动开始时刻绕该次姿态机动欧拉轴的旋 转角速度、 相对机动开始时刻机动过四元数。 8.根据权利要求15之一所述的一种适用于火星探测的光照最优姿态机动路径规划 方法， 其特征在于， 所述探测器机动过程中的控制力矩为： TctrlK

7、pqerrv+Ki qerrv+Kderr+Tc 式中， Tctrl为控制力矩， Kp为控制器的比例系数， Ki为控制器的积分系数， Kd为控制器的 微分系数， qerrv为闭环控制误差四元数， err为闭环控制误差角速度， Tc为控制器前馈控制 力矩。 权利要求书 1/1 页 2 CN 111483617 A 2 一种适用于火星探测的光照最优姿态机动路径规划方法 技术领域 0001 本发明涉及一种适用于火星探测的光照最优姿态机动路径规划方法， 属于火星探 测姿态控制技术领域。 背景技术 0002 我国将于2020年发射火星探测器， 一次实现 “绕” 、“落” 、“巡” 的常规三步走流程。 火

8、星距离太阳约1.523AU， 由于距离太阳较远， 太阳光照强度变低， 火星绕太阳一个周期其 光照强度相比于地球光照强度约为0.30.5。 火星探测器由于受发射质量及机械尺寸的约 束， 太阳翼最大受照面积约14m2， 在地火转移过程能源平衡裕度较大， 而在环绕过程能源平 衡较为紧张。 0003 另外， 在环火轨道环绕器需要完成许多复杂的姿态机动、 轨道控制等功能， 在此过 程中， 不能保障最大程度的太阳翼收晒， 导致一次动作过后， 需要长时间的充电操作才能保 障能源平衡， 因此火星环绕阶段迫切需求一种姿态运动过程的光照最优方法， 以保证火星 探测任务的顺利完成。 发明内容 0004 本发明要解决

9、的技术问题是： 克服现有技术的不足， 提供了一种适用于火星探测 的光照最优姿态机动路径规划方法， 包含以下步骤： S1、 根据探测器长期稳态为X轴指向太 阳、 -Z约束对地的对日基准以及太阳翼可按照Y轴进行一维驱动的约束， 将三维机动欧拉轴 进行分解， 保障机动过程太阳矢量最长时间在XOZ平面内， 以保障在太阳翼一维驱动支撑 下， 最大性能的跟踪太阳， 实现光照最优； S2、 按照S1中投影分解的方案， 分段规划姿态机动 路径， 结合飞轮最大能力， 实现快速姿态机动。 本发明以姿态机动过程最大程度保证太阳翼 法线指向太阳为目标， 综合考虑过程能源消耗， 方法简单可行， 为火星探测提供一种有效能

10、 源保障的在轨实施预案。 0005 本发明目的通过以下技术方案予以实现： 0006 一种适用于火星探测的光照最优姿态机动路径规划方法， 包括如下步骤： 0007S1、 将探测器绕空间欧拉轴的一次姿态机动分解为两次姿态机动； 获得两次姿 态机动的姿态四元数、 欧拉角、 欧拉轴； 0008 S2、 根据S1中所述的两次姿态机动的欧拉角、 欧拉轴， 采用姿态机动路径规划算 法， 获得两次姿态机动路径规划的参数； 0009 S3、 利用S1中所述的两次姿态机动路径规划的参数， 计算每个控制周期单次姿态 机动路径规划的路径参数； 0010 S4、 根据每个控制周期单次姿态机动路径规划的路径参数， 确定探

11、测器机动过程 中的控制力矩， 所述控制力矩用于控制探测器的执行结构进行姿态机动。 0011 上述适用于火星探测的光照最优姿态机动路径规划方法， 优选的， S4中， 根据每个 控制周期单次姿态机动路径规划的路径参数， 计算闭环控制误差四元数和前馈控制力矩； 说明书 1/7 页 3 CN 111483617 A 3 利用闭环控制误差四元数和前馈控制力矩， 确定探测器机动过程中的控制力矩。 0012 上述适用于火星探测的光照最优姿态机动路径规划方法， 优选的， 利用闭环控制 误差四元数和前馈控制力矩， 采用等比例限幅控制算法计算确定探测器机动过程中的控制 力矩。 0013 上述适用于火星探测的光照最

12、优姿态机动路径规划方法， 优选的， S1中， 将探测器 绕空间欧拉轴的一次姿态机动分解为两次姿态机动的方法为： 0014S11、 计算探测器绕空间欧拉轴进行一次姿态机动的一次机动四元数； 利用一次 机动四元数与姿态欧拉角的对应关系， 计算一次姿态机动的欧拉角； 0015 S12、 利用S11所述的欧拉角， 计算分解为两次姿态机动的姿态四元数、 欧拉角、 欧 拉轴。 0016 上述适用于火星探测的光照最优姿态机动路径规划方法， 优选的， S11中， 利用一 次机动四元数与姿态欧拉角的对应关系， 按照123转序计算一次姿态机动的欧拉角。 0017 上述适用于火星探测的光照最优姿态机动路径规划方法，

13、 优选的， S2中两次姿态 机动路径规划的参数包括绕空间欧拉轴的最大角加速度、 绕空间欧拉轴的最大角速度、 机 动加速度时间、 机动匀速时间与减速时间之和。 0018 上述适用于火星探测的光照最优姿态机动路径规划方法， 优选的， S3中每个控制 周期单次姿态机动路径规划的路径参数包括相对机动开始时刻绕该次姿态机动欧拉轴的 旋转角度、 相对机动开始时刻绕该次姿态机动欧拉轴的旋转角速度、 相对机动开始时刻机 动过四元数。 0019 上述适用于火星探测的光照最优姿态机动路径规划方法， 优选的， 所述探测器机 动过程中的控制力矩为： 0020 TctrlKpqerrv+Ki qerrv+Kderr+T

14、c 0021 式中， Tctrl为控制力矩， Kp为控制器的比例系数， Ki为控制器的积分系数， Kd为控制 器的微分系数， qerrv为闭环控制误差四元数， err为闭环控制误差角速度， Tc为控制器前馈 控制力矩。 0022 本发明相比于现有技术具有如下有益效果： 0023 (1)本方法具备太阳翼驱动受限情况下的机动过程太阳翼最优受照的特点， 基于 姿态机动过程的分段机动， 第一段机动保障能源， 第二段机动保障快速； 0024 (2)本方法具备快速机动能力； 机动过程采用路径规划， 相比于传统基于控制器限 幅控制和开环控制手段， 本方法基于执行机构最大能力约束， 实现最快速度的机动至目标

15、位置； 0025 (3)本方法具备避免常规大角度机动出现角度奇异的能力； 机动过程采用四元数 矢量部分代替传统欧拉角作为控制量， 可有效避免控制过程大角度机动奇异； 0026 (4)本方法具备机动全过程稳定及快速度到位后稳定能力， 机动过程采用闭环反 馈+前馈控制策略， 机动过程中快速跟踪规划的路径， 通过梯形路径减速过程设计， 降低机 动到位后对稳态过程影响。 附图说明 0027 图1为姿态机动旋转轴分解示意图； 说明书 2/7 页 4 CN 111483617 A 4 0028 图2为分解后的旋转过程对日矢量说明图； 0029 图3为本发明方法的步骤流程图。 具体实施方式 0030 为使本

16、发明的目的、 技术方案和优点更加清楚， 下面将结合附图对本发明的实施 方式作进一步详细描述。 0031 一种适用于火星探测的光照最优姿态机动路径规划方法， 包括如下步骤： 0032S1、 将探测器绕空间欧拉轴的一次姿态机动分解为两次姿态机动； 获得两次姿 态机动的姿态四元数、 欧拉角、 欧拉轴； 0033 S2、 根据S1中所述的两次姿态机动的欧拉角、 欧拉轴， 采用姿态机动路径规划算 法， 获得两次姿态机动路径规划的参数； 两次姿态机动路径规划的参数包括绕空间欧拉轴 的最大角加速度、 绕空间欧拉轴的最大角速度、 机动加速度时间、 机动匀速时间与减速时间 之和； 0034 S3、 利用S1中所

17、述的两次姿态机动路径规划的参数， 计算每个控制周期单次姿态 机动路径规划的路径参数； 每个控制周期单次姿态机动路径规划的路径参数包括相对机动 开始时刻绕该次姿态机动欧拉轴的旋转角度、 相对机动开始时刻绕该次姿态机动欧拉轴的 旋转角速度、 相对机动开始时刻机动过四元数； 0035 S4、 根据每个控制周期单次姿态机动路径规划的路径参数， 计算闭环控制误差四 元数和前馈控制力矩； 利用闭环控制误差四元数和前馈控制力矩， 采用等比例限幅控制算 法计算确定探测器机动过程中的控制力矩， 所述控制力矩用于控制探测器的执行结构进行 姿态机动。 所述探测器机动过程中的控制力矩为： 0036 TctrlKpqe

18、rrv+Ki qerrv+Kderr+Tc 0037 式中， Tctrl为控制力矩， Kp为控制器的比例系数， Ki为控制器的积分系数， Kd为控制 器的微分系数， qerrv为闭环控制误差四元数， err为闭环控制误差角速度， Tc为控制器前馈 控制力矩。 0038S1中， 将探测器绕空间欧拉轴的一次姿态机动分解为两次姿态机动的方法为： 0039S11、 计算探测器绕空间欧拉轴进行一次姿态机动的一次机动四元数； 利用一次 机动四元数与姿态欧拉角的对应关系， 按照123转序计算一次姿态机动的欧拉角； 0040 S12、 利用S11所述的欧拉角， 计算分解为两次姿态机动的姿态四元数、 欧拉角、

19、欧 拉轴。 0041 实施例： 0042 一种适用于火星探测的光照最优姿态机动路径规划方法， 基于对一次姿态机动的 分解， 结合太阳翼及对日基准的约束， 通过两段机动及机动过程的路径规划和机动过程中 的闭环反馈+前馈力矩的手段实现机动过程最大光照， 快速机动及过程稳定。 该光照最优姿 态机动路径规划方法包含以下步骤： 0043 S1、 依据火星探测器结构布局约束： Y太阳翼安装在探测器本体Y向侧板， 具备 绕探测器Y轴的一维驱动能力； 对地定向天线安装在探测器本体-Z向， 且具备绕探测器X轴 和Y轴的两维驱动能力。 定义探测器长期巡航姿态基准： 探测器+X轴指向太阳方向， -Z轴约 束在地球-

20、探测器-太阳组成的平面内且位于地球一侧。 该姿态基准下， 基于太阳翼的一维 说明书 3/7 页 5 CN 111483617 A 5 驱动及定向天线的二维驱动能力， 可保障在探测器长期稳态下太阳翼对日及定向天线指向 地球。 由于轨道控制及科学探测的需求， 火星探测器需根据轨控姿态及科学探测姿态约束， 在当前稳态对日基准的基础上， 进行自主姿态机动实现特定目标指向。 常规姿态机动采用 绕空间欧拉轴的一次姿态机动， 该过程可保障机动路径最短， 但机动过程中太阳翼不能保 障最长时长的对日跟踪定向。 0044 基于太阳翼绕Y轴的一维驱动约束(太阳翼绕Y轴只能一维驱动)及稳态(探测器的 稳态情况指探测器

21、处于巡航段或环火段)对日基准的定义， 对绕空间欧拉轴的一次姿态 机动进行探测器本体系下的分解， 分解为绕矢量及绕矢量的两次姿态机动。 矢量和 矢量 分别为分解为两次姿态机动后的欧拉轴， 然后转入S2。 0045 S1.1计算一次机动目标四元数及对应的欧拉角 0046 0047 其中， q为一次机动四元数， qt为J2000惯性系下的目标四元数， qbi为J2000惯性系 的机动时刻当前四元数。 0048 按照姿态四元数与姿态欧拉角的对应关系， 将q按照123转序计算欧拉角。 0049 arcsin2(qbo0_nqbo2_n+qbo1_nqbo3_n) 0050 0051 0052其中 为俯仰

22、角， 为滚动角， 为偏航角， qbo0_n、 qbo1_n、 qbo2_n、 qbo3_n均为q的分量形 式。 0053 S1.2计算分解为两次姿态机动后的姿态四元数， 以及每次姿态机动的欧拉角和欧 拉轴。 0054 0055 说明书 4/7 页 6 CN 111483617 A 6 0056 式中， q1为第一次姿态机动的姿态四元数， q2为第二次姿态机动的姿态四元数。 0057 进而得到： 0058 12arccos(q10) 0059 0060 22arccos(q20) 0061 0062 式中， q10、 q11、 q12、 q13为q1的分量形式； q20、 q21、 q22、 q

23、23为q2的分量形式。 1为第一 次姿态机动的欧拉角， v1为第一次姿态机动的欧拉轴， 2为第二次姿态机动的欧拉角， v2为 第二次姿态机动的欧拉轴。 如图1和图2所示。 0063 S2、 依据S1中计算两次姿态机动的欧拉轴和欧拉角， 采用姿态机动路径规划算法， 计算两次姿态机动的路径规划参数， 对机动过程的每个周期的控制目标姿态四元数进行计 算， 采用前馈闭环四元数跟踪控制算法实现对机动路径的跟踪控制。 0064 S2.1采用姿态机动路径规划算法， 计算两次姿态机动的路径规划参数。 第一次姿 态机动的路径规划参数的计算方法如下： 0065 0066 0067 0068 0069 第二次姿态机

24、动的路径规划参数如下： 0070 0071 说明书 5/7 页 7 CN 111483617 A 7 0072 0073 0074 其中： TJw为执行机构反作用飞轮的最大作用力矩； HJw为反作用飞轮的最大角动 量； C为器上配置飞轮的安装矩阵， 默认为单位阵； amax1为绕空间欧拉轴的最大角加速度； max1为绕空间欧拉轴的最大角速度； tjs1为第一次机动加速度时间； tys1为第一次机动匀 速时间与第一次减速时间之和。 amax2为绕空间欧拉轴的最大角加速度； max2为绕空间欧 拉轴的最大角速度； tjs2为第二次机动加速度时间； tys2为第二次机动匀速时间与第二次 减速时间之和

25、。 0075 S2.2计算单次姿态机动的路径规划的路径参数。 0076 第一次姿态机动的路径规划的路径参数为： 0077 0078 0079 0080 其中： t为相对机动开始时刻的计时； temp为相对机动开始时刻绕该次姿态机动 的欧拉轴的旋转角度； temp为相对机动开始时刻绕该次姿态机动的欧拉轴的旋转角速度； qtemp为相对机动开始时刻机动过四元数。 0081 第二次姿态机动的路径规划的路径参数， 采用第一次姿态机动的路径规划的路径 参数的计算方法， 将公式中的amax1替换为amax2， tjs1替换为tjs2， tys1替换为tys2， 替换为 0082 S2.3计算闭环控制误差四

26、元数及前馈控制力矩。 0083 第一次姿态机动计算闭环控制误差四元数及前馈控制力矩的方法为： 0084 说明书 6/7 页 8 CN 111483617 A 8 0085 errC(qerr)temp-b 0086 TcI*amax1v1 0087 其中， qerr为闭环控制误差四元数， 其中矢量部分带入控制器； err为闭环控制误 差角速度； Tc为控制器前馈控制力矩； I为探测器的惯量矩阵； qb为相对机动开始时刻测量 四元数； b为陀螺敏感器测量的探测器角速度。 0088 第二次姿态机动计算闭环控制误差四元数及前馈控制力矩的方法参照第一次姿 态机动计算闭环控制误差四元数及前馈控制力矩的方

27、法， 将公式中的amax1替换为amax2， 替 换为 0089 S2.4采用等比例限幅控制算法计算机动过程的控制力矩。 0090 TctrlKpqerrv+Ki qerrv+Kderr+Tc 0091 式中， Tctrl为控制力矩， Kp为控制器的比例系数， Ki为控制器的积分系数， Kd为控制 器的微分系数， qerrv为闭环控制误差四元数， err为闭环控制误差角速度， Tc为控制器前馈 控制力矩。 0092 图3为本发明方法实施例的步骤流程图。 0093 本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。 0094 本发明虽然已以较佳实施例公开如上， 但其并不是用来限定本发明， 任何本领域 技术人员在不脱离本发明的精神和范围内， 都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发 明技术方案做出可能的变动和修改， 因此， 凡是未脱离本发明技术方案的内容， 依据本发明 的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、 等同变化及修饰， 均属于本发明技术方案 的保护范围。 说明书 7/7 页 9 CN 111483617 A 9 图1 图2 说明书附图 1/2 页 10 CN 111483617 A 10 图3 说明书附图 2/2 页 11 CN 111483617 A 11

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