一種欠驅(qū)動(dòng)條件下的空間飛行器位置機(jī)動(dòng)方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種空間飛行器位置機(jī)動(dòng)方法，特別涉及一種欠驅(qū)動(dòng)條件下的空間飛 行器位置機(jī)動(dòng)方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 對(duì)于一類不依賴外界信息輸入具備自主感知識(shí)別、自主機(jī)動(dòng)、自主決策能力的小 型空間飛行器而言，能夠以姿態(tài)調(diào)整、軌道機(jī)動(dòng)的方式執(zhí)行空間探測(cè)、規(guī)避障礙（如，空間 碎片）等任務(wù)。通常這類小型空間飛行器采用脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)，且用于軌道控制 的發(fā)動(dòng)機(jī)僅分布于垂直于飛行器縱軸并通過(guò)質(zhì)心的平面上，如圖1為一種常見(jiàn)的具備6臺(tái) 姿控發(fā)動(dòng)機(jī)和4臺(tái)軌控發(fā)動(dòng)機(jī)的空間飛行器的動(dòng)力系統(tǒng)布局，該動(dòng)力系統(tǒng)布局在載體軸向 方向上沒(méi)有動(dòng)力輸出，無(wú)法直接通過(guò)軌控發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)軸向的位置和速度進(jìn)行調(diào)整，即驅(qū)動(dòng)方 式存在欠缺。盡管采用該動(dòng)力系統(tǒng)布局的空間飛行器在結(jié)構(gòu)布局上易于工程實(shí)現(xiàn)，但是在 某些特殊空間任務(wù)中，不僅要求采用該動(dòng)力系統(tǒng)布局的空間飛行器能夠進(jìn)行簡(jiǎn)單的軌道修 正，而且要求其能夠通過(guò)軌道控制機(jī)動(dòng)到指定的空域，這就對(duì)該類飛行器的姿軌控算法提 出了更高的要求。
[0003] 傳統(tǒng)航天器的動(dòng)力系統(tǒng)布局使姿態(tài)控制和軌道控制直接解耦，位置機(jī)動(dòng)過(guò)程中的 姿態(tài)控制和軌道控制可以獨(dú)立設(shè)計(jì)。而欠驅(qū)動(dòng)條件下位置機(jī)動(dòng)需要姿態(tài)的調(diào)整來(lái)輔助，所 以傳統(tǒng)的姿軌控制獨(dú)立設(shè)計(jì)的方法不適合上述欠驅(qū)動(dòng)條件下的位置控制，需要設(shè)計(jì)姿軌耦 合的控制方法來(lái)完成位置機(jī)動(dòng)任務(wù)。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明解決的技術(shù)問(wèn)題是：本發(fā)明針對(duì)采用在飛行器縱軸方向無(wú)控制力的動(dòng)力系 統(tǒng)布局形式的小型空間飛行器，提供一種欠驅(qū)動(dòng)條件下的空間飛行器位置機(jī)動(dòng)方法，本發(fā) 明基于姿軌耦合控制方法，克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，在不增加軌控發(fā)動(dòng)機(jī)或改變動(dòng)力系統(tǒng)布 局的條件下完成飛行器的空間位置的改變。
[0005] 本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：
[0006] -種欠驅(qū)動(dòng)條件下的空間飛行器位置機(jī)動(dòng)方法，包括如下步驟：
[0007] (1)獲得載體坐標(biāo)系下飛行器當(dāng)前位置與目標(biāo)位置之間的位置誤差及飛 行器在當(dāng)前速度與目標(biāo)速度之間的速度誤差計(jì)算飛行器與目標(biāo)位置的相對(duì)距 離r ;
[0009] 所述的載體坐標(biāo)系O-XYZ的原點(diǎn)0位于飛行器的質(zhì)心，OX軸沿飛行器縱向，OY軸 在飛行器縱向?qū)ΨQ面內(nèi)指向上方，OZ軸與OX軸和OY軸構(gòu)成右手坐標(biāo)系；
[0010] (2)計(jì)算載體坐標(biāo)系下飛行器相對(duì)目標(biāo)位置的視線角速度
[0012] (3)比較飛行器相對(duì)目標(biāo)位置的視線角速度ω與用于位置控制的視線角速度閾 值Ω i的大?。喝绻亍?Ω i，則計(jì)算載體坐標(biāo)系OZ軸與位置誤差矢量的夾角Θ，轉(zhuǎn)到步驟 ⑷；
[0014] 其中，EPS為數(shù)據(jù)計(jì)算精度；
[0015] 如果ω多Q1，則計(jì)算載體坐標(biāo)系OX軸與視線角速度矢量的夾角β，轉(zhuǎn)到步驟
[0017] (4)如果θ < π/2,且r>R，則根據(jù)如下公式計(jì)算誤差四元數(shù)qeQ，qel，qe2，q e3:
[0019] 如果Θ > Ji /2,且r>R，則根據(jù)如下公式計(jì)算誤差四元數(shù)qe。，qel，qe2, qe3:
[0021] 如果r彡R，則設(shè)置誤差四元數(shù)qe。= 1，q el= 0, q e2= 0, q e3= 0 ;其中，R為停止 軌道控制的安全距離；
[0022] (5)根據(jù)誤差四元數(shù)調(diào)整飛行器的姿態(tài)使載體坐標(biāo)系OZ軸與位置誤差矢量間的 夾角Θ趨向于零；同時(shí)，調(diào)整飛行器的軌道，使載體坐標(biāo)系OZ軸方向飛行器與目標(biāo)之間的 位置誤差4趨向于零，并退出；
[0023] (6)如果β < π /2,貝帳據(jù)如下公式計(jì)算誤差四元數(shù)qe。，qel，qe2, qe3:
[0025] 如果β > π /2,貝帳據(jù)如下公式計(jì)算誤差四元數(shù)q^。，q#
[0027] (7)根據(jù)誤差四元數(shù)調(diào)整飛行器的姿態(tài)使載體坐標(biāo)系OX軸與視線角速度矢量間 的夾角β趨向于零；同時(shí)，調(diào)整飛行器的軌道，使載體坐標(biāo)系YOZ平面內(nèi)飛行器與目標(biāo)之 間的位置誤差趨向于零，或者使載體坐標(biāo)系YOZ平面內(nèi)飛行器與目標(biāo)之間的速度誤差 趨向于零。
[0028] 所述步驟（5)中調(diào)整飛行器的軌道的具體方法如下：在垂直于載體飛行器OX軸并 通過(guò)質(zhì)心的平面內(nèi)的OY軸和OZ軸上配置軌控發(fā)動(dòng)機(jī)，OY軸上的軌控發(fā)動(dòng)機(jī)不工作，根據(jù) Θ控制OZ軸上的軌控發(fā)動(dòng)機(jī)：如果θ < Θ < JT-Θ，則控制OZ軸上的軌控發(fā)動(dòng)機(jī)使載體 坐標(biāo)系OZ軸方向飛行器與目標(biāo)之間的位置誤差d趨向于零；如果θ〈Θ或Θ > η-Θ，則OZ 軸上的軌控發(fā)動(dòng)機(jī)不工作；其中，Θ為與姿態(tài)角控制精度相關(guān)的閾值。
[0029] 所述步驟（7)中調(diào)整飛行器的軌道具體方法如下：在垂直于載體飛行器OX軸并 通過(guò)質(zhì)心的平面內(nèi)的OY軸和OZ軸上配置軌控發(fā)動(dòng)機(jī)；如果θ < β < JT - θ，則OY軸和 OZ軸上的軌控發(fā)動(dòng)機(jī)不工作；如果β〈 Θ或β > 31 - Θ，則根據(jù)視線角速度的幅值ω與用于 速度控制的視線角速度閾值Ω2的大?。喝绻亍处?2，則控制OY軸和OZ軸上的軌控發(fā)動(dòng)機(jī) 使載體坐標(biāo)系YOZ平面內(nèi)飛行器與目標(biāo)之間的位置誤差^趨向于零；如果ω彡Ω2，則 控制OY軸和OZ軸上的軌控發(fā)動(dòng)機(jī)使載體坐標(biāo)系YOZ平面內(nèi)飛行器與目標(biāo)之間的速度誤差 趨向于零。
[0030] 所述的用于位置控制的視線角速度閾值Ω 1= 〇. 1 Ω~〇. 5 Ω，其中Ω = a/V _， a為用于軌道控制的脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的加速度，V_為飛行器沿與目標(biāo)位置連線方向的最大 飛行速度。
[0031] 所述的停止軌道控制的安全距離R = I. 2V_/ Ω，V_為速度控制精度。
[0032] 所述的用于速度控制的視線角速度閾值Ω2= 〇. 5Ω~〇. 8Ω，其中Ω = a/V_， a為用于軌道控制的脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的加速度，V_為飛行器沿與目標(biāo)位置連線方向的最大 飛行速度。
[0033] 所述的閾值Θ取姿態(tài)角控制精度的1. 5~2倍。
[0034] 所述的數(shù)據(jù)計(jì)算精度EPS取10 7。
[0035] 本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的優(yōu)點(diǎn)在于：
[0036] (1)本發(fā)明克服傳統(tǒng)航天器姿軌控制獨(dú)立設(shè)計(jì)的方法不適合欠驅(qū)動(dòng)條件下的位置 控制的缺陷，使得空間飛行器能夠在欠控制條件下實(shí)現(xiàn)位置機(jī)動(dòng)，擴(kuò)展了采用在縱軸方向 無(wú)控制力的動(dòng)力系統(tǒng)布局的小型空間飛行器的功能。
[0037] (2)本發(fā)明采用姿軌耦合的位置控制方法，使得空間飛行器在不增加軌控發(fā)動(dòng)機(jī) 或改變動(dòng)力系統(tǒng)布局的條件下能夠?qū)崿F(xiàn)飛行器的空間位置的改變，提高了位置控制方法的 穩(wěn)定性，降低了成本。
[0038] (3)本發(fā)明的機(jī)動(dòng)方法能夠廣泛應(yīng)用于小型空間飛行器中，使得空間飛行器能夠 完成各種空間任務(wù)，如空間探測(cè)、規(guī)避障礙等，簡(jiǎn)單且易于工程實(shí)現(xiàn)，具有重要的應(yīng)用價(jià)值。
【附圖說(shuō)明】
[0039] 圖1為本發(fā)明姿控發(fā)動(dòng)機(jī)及軌控發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)力系統(tǒng)布局示意圖。
【具體實(shí)施方式】
[0040] 本發(fā)明方法的輸入為參考系下的位置誤差、參考系下的飛行速度、飛行器的姿態(tài) 及姿態(tài)角速度，目的是通過(guò)姿態(tài)和位置、速度的協(xié)調(diào)控制使飛行器運(yùn)動(dòng)到目標(biāo)的空間位置。 參考系根據(jù)具體飛行任務(wù)選擇。
[0041] -種欠驅(qū)動(dòng)條件下的空間飛行器位置機(jī)動(dòng)方法，包括步驟如下：
[0042] a)獲得載體坐標(biāo)系下飛行器當(dāng)前位置與目標(biāo)位置之間的位置誤差及飛 行器在當(dāng)前速度與目標(biāo)速度之間的速度誤差弋，具體步驟如下：
[0043] (I. 1)計(jì)算參考系下飛行器當(dāng)前位置與目標(biāo)位置之間的位置誤差；
[0045] 其中，為飛行器在參考系下的位置誤差，為飛行器在參考系下的 當(dāng)前位置，為飛行器在參考系下的目標(biāo)位置。
[0046] (1. 2)計(jì)算載體坐標(biāo)系下的飛行器當(dāng)前位置與目標(biāo)位置之間位置誤差和速度誤 差；
[0049] 計(jì)算飛行器與目標(biāo)位置的相對(duì)距離r:
[0051] 其中為飛行器在參考系下的飛行速度，0為參考系到載體坐標(biāo)系的方 向余弦矩陣，計(jì)算方法取決于所使用的姿態(tài)描述方式，如四元數(shù)或歐拉角，可以參考慣性導(dǎo) 航的相關(guān)參考書，如《慣性導(dǎo)航》，秦永元，科學(xué)出版社，2006年。
[0052] 所述的載體坐標(biāo)系O-XYZ的原點(diǎn)0位于飛行器的質(zhì)心，OX軸沿飛行器縱向，OY軸 在飛行器縱向?qū)ΨQ面內(nèi)指向上方，OZ軸與OX軸和OY軸構(gòu)成右手坐標(biāo)系；用于軌道控制的 脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)（簡(jiǎn)稱軌控發(fā)動(dòng)機(jī)）分布在垂直于飛行器OX軸并通過(guò)質(zhì)心的平面內(nèi)的OY軸和 OZ軸上，即脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)僅對(duì)Y通道和Z通道具有軌道修正能力。用于姿態(tài)控制的脈沖發(fā)動(dòng) 機(jī)（簡(jiǎn)稱姿控發(fā)動(dòng)機(jī)）分布在垂直于飛行器OX軸的平面上。參考系根據(jù)具體飛行任務(wù)選 擇。如圖1所示的軌控發(fā)動(dòng)機(jī)的布局形式為本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例，其中GK1-GK4為軌控發(fā) 動(dòng)機(jī)，ZK1-ZK6為姿控發(fā)動(dòng)機(jī)。
[0053] (2)計(jì)算載體坐標(biāo)系下飛行器相對(duì)目標(biāo)位置的視線角速度
[0055] (3)比較飛行器相對(duì)目標(biāo)位置的視線角速度ω與用于位置控制的視線角速度閾 值Ω i的大小：如果ω〈 Ω i，則計(jì)算載體坐標(biāo)系OZ軸與位置誤差矢量的夾角Θ，轉(zhuǎn)到步驟
[0057] 其中，EPS為數(shù)據(jù)計(jì)算精度，取10 7;
[0058] 如果ω ^ Q1，則計(jì)算載體坐標(biāo)系OX軸與視線角速度矢量的夾角β，轉(zhuǎn)到步驟
[0060] (4)如果Θ彡：π/2,且r>R，則根據(jù)如下公式計(jì)算誤差四元數(shù)qe。，qel, qe2, qe3:
[0062] 如果θ > π /2,且