申请/专利权人：北京理工大学

申请日：2022-07-11

公开（公告）日：2024-06-21

公开（公告）号：CN115158705B

主分类号：B64G1/24

分类号：B64G1/24

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2024.06.21#授权;2022.10.28#实质审查的生效;2022.10.11#公开

摘要：本发明公开的分段多项式航天器姿态机动轨迹规划方法，属于航天器姿态规划领域。本发明实现方法为：建立航天器大角度姿态机动模型和指向约束姿态球地图；确定航天器敏感器初始指向和目标指向，用多项式表示航天器的姿态轨迹，通过球面三维路径规划、逆动力学和启发式二分时间分配方法分层依次满足指向约束、动力学约束和有界约束，能够得最短姿态机动时间姿态轨迹和固定姿态机动时间姿态轨迹，姿态轨迹规划效率高，对复杂指向约束处理能力强。本发明规划的轨迹作为标称轨迹作为姿态控制器的输入，通过控制器输出力矩实时跟踪标称轨迹，实现规避复杂禁忌区域的姿态机动，且能够提高跟踪控制的实时性和适应性。本发明更适用于星上自主姿态规划。

主权项：1.分段多项式航天器姿态机动轨迹规划方法，其特征在于：包括如下步骤，步骤一、基于姿态四元数，建立刚体航天器的动力学方程和运动学方程，给定有界约束和指向约束，即建立航天器大角度姿态机动模型，并给定航天器姿态机动初始姿态和目标姿态；步骤一实现方法为，基于姿态四元数，建立刚体航天器的动力学方程和运动学方程分别如下所示： 其中：q＝[q0,q1,q2,q3]T是姿态四元数，表示从本体坐标系到惯性坐标系的旋转，ω＝[ω1,ω2,ω3]T表示本体坐标系下的卫星角速度，J＝diagJ1,J2,J3表示卫星相对于本体系的惯量矩阵，ω×是ω的叉乘矩阵形式，u＝[u1,u2,u3]T是卫星本体系下的控制力矩，且 力矩有界和角速度有界约束分别表示为如下形式：ui≤umaxi＝1,2,34ωi≤ωmaxi＝1,2,35指向约束包括禁忌约束和强制约束，表示成如下形式： 其中：rb为激光器主轴在惯性系下的方向矢量，rs和rv分别为惯性系下的禁忌锥主轴和强制锥主轴，θs和θv分别为惯性系下的禁忌锥半角和强制锥半角；采用RRT*-SMART算法进行三维球面路径规划；步骤二、建立航天器大角度姿态机动模型后，给定航天器敏感器初始指向r0和目标指向rf；进行三维球面路径规划，路径规划状态空间为单位向量构成的姿态球表面，扩展新节点的方式为由当前节点向随机节点进行步长为δ°的欧拉旋转，得到三维指向节点，将三维指向节点转化为姿态四元数节点；步骤三、用多项式表示姿态四元数分量，采用时间平均分配，对姿态四元数节点进行最小加速度轨迹规划并进行逆动力学处理，得到航天器的初始姿态轨迹；步骤四、将步骤三得到的初始姿态轨迹作为启发式信息，对时间分配比例进行确定性优化，给定姿态机动时间区间，采用二分法多次进行分段多项式姿态轨迹规划，使角速度或控制力矩逐步逼近对应的最大值，直至求得最短姿态机动时间姿态轨迹；步骤四实现方法为，将初始姿态轨迹作为启发式信息，其中包括最大角速度ωm、初始角速度ω0、终端角速度ωf，相邻节点的距离即姿态四元数夹角ds；通过下式计算加速距离和减速距离 其中t1和t2分别为加速时间和减速时间，d1和d2分别为加速距离和减速距离；如果d1+d2＜ds，则相邻节点时间间隔ti按下式更新 其中tm为最大加速时间；如果d1+d2≥ds，则相邻节点时间间隔ti按下式更新ti＝t1+t215对时间分配比例进行上述确定性优化后，给定姿态机动时间区间[Tmin,Tmax]，采用二分法多次进行分段多项式姿态轨迹规划，使角速度或控制力矩逐步逼近对应的最大值，直至求得最短姿态机动时间姿态轨迹；相邻姿态四元数节点的四元数轨迹用5阶多项式表示 其中，qit,i＝0,1,2,3为姿态四元数的4个分量；复杂姿态轨迹用分段多项式表示 其中，姿态四元数节点有n+1个，复杂姿态轨迹有n段，qi,i＝1,2,…,n为多项式系数组成的矩阵，qi通过最小加速度轨迹规划闭式求解得到，得到连续光滑的复杂姿态轨迹；根据式1和式2航天器的力矩轨迹和角速度轨迹能够用四元数的一阶导和二阶导表示，四元数的一阶导和二阶导表示如下 采用平均时间分配进行初始时间分配，对式10表示的复杂姿态轨迹进行式1211和12表示的逆动力学处理，得到航天器的初始姿态轨迹。

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权利要求：

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