CN111483617B - 一种适用于火星探测的光照最优姿态机动路径规划方法 - Google Patents

Abstract

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，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。

Description

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

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

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0.3～0.5。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。

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

本发明要解决的技术问题是：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源保障的在轨实施预案。

本发明目的通过以下技术方案予以实现：

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：

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。

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；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。

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。

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，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。

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。

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，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。

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。

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：

T_ctrl＝K_pq_errv+K_i∫q_errv+K_dω_err+T_c

式中，T_ctrl为控制力矩，K_p为控制器的比例系数，K_i为控制器的积分系数，K_d为控制器的微分系数，q_errv为闭环控制误差四元数，ω_err为闭环控制误差角速度，T_c为控制器前馈控制力矩。

本发明相比于现有技术具有如下有益效果：

(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；

(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位置；

(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；

(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

图1为姿态机动旋转轴分解示意图；

图2为分解后的旋转过程对日矢量说明图；

图3为本发明方法的步骤流程图。

具体实施方式

为使本发明的目的、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。

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：

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；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；

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；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；

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：

T_ctrl＝K_pq_errv+K_i∫q_errv+K_dω_err+T_c

式中，T_ctrl为控制力矩，K_p为控制器的比例系数，K_i为控制器的积分系数，K_d为控制器的微分系数，q_errv为闭环控制误差四元数，ω_err为闭环控制误差角速度，T_c为控制器前馈控制力矩。

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，按照123转序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。

实施例：

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：

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-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。

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。

S1.1计算一次机动目标四元数及对应的欧拉角

其中，q为一次机动四元数，q_t为J2000惯性系下的目标四元数，q_bi为J2000惯性系的机动时刻当前四元数。

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。

θ＝arcsin[2(q_{bo0_n}q_{bo2_n}+q_{bo1_n}q_{bo3_n})]

其中θ为俯仰角，

为滚动角，ψ为偏航角，q_{bo0_n}、q_{bo1_n}、q_{bo2_n}、q_{bo3_n}均为q的分量形式。

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。

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。

进而得到：

Φ₁＝2arccos(q₁₀)

Φ₂＝2arccos(q₂₀)

式中，q₁₀、q₁₁、q₁₂、q₁₃为q₁的分量形式；q₂₀、q₂₁、q₂₂、q₂₃为q₂的分量形式。Φ₁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，Φ₂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。

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。

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：

第二次姿态机动的路径规划参数如下：

其中：T_Jw为执行机构反作用飞轮的最大作用力矩；H_Jw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；a_max1为绕空间欧拉轴

的最大角加速度；ω_max1为绕空间欧拉轴

的最大角速度；t_js1为第一次机动加速度时间；t_ys1为第一次机动匀速时间与第一次减速时间之和。a_max2为绕空间欧拉轴

的最大角加速度；ω_max2为绕空间欧拉轴

的最大角速度；t_js2为第二次机动加速度时间；t_ys2为第二次机动匀速时间与第二次减速时间之和。

S2.2计算单次姿态机动的路径规划的路径参数。

第一次姿态机动的路径规划的路径参数为：

其中：t为相对机动开始时刻的计时；Φ_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；ω_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；q_temp为相对机动开始时刻机动过四元数。

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a_max1替换为a_max2，t_js1替换为t_js2，t_ys1替换为t_ys2，

替换为

S2.3计算闭环控制误差四元数及前馈控制力矩。

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：

ω_err＝C(q_err)ω_temp-ω_b

T_c＝I*a_max1v₁

其中，q_err为闭环控制误差四元数，其中矢量部分带入控制器；ω_err为闭环控制误差角速度；T_c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；ω_b为陀螺敏感器测量的探测器角速度。

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法，将公式中的a_max1替换为a_max2，

替换为

S2.4采用等比例限幅控制算法计算机动过程的控制力矩。

T_ctrl＝K_pq_errv+K_i∫q_errv+K_dω_err+T_c

式中，T_ctrl为控制力矩，K_p为控制器的比例系数，K_i为控制器的积分系数，K_d为控制器的微分系数，q_errv为闭环控制误差四元数，ω_err为闭环控制误差角速度，T_c为控制器前馈控制力矩。

图3为本发明方法实施例的步骤流程图。

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。

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。

Claims (5)

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S2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，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；

S2中两次姿态机动路径规划的参数包括机动匀速时间与减速时间之和、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。

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，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。

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，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。

4.根据权利要求1～3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的四元数。

5.根据权利要求1～3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：

T_ctrl＝K_pq_errv+K_i∫q_errv+K_dω_err+T_c

式中，T_ctrl为控制力矩，K_p为控制器的比例系数，K_i为控制器的积分系数，K_d为控制器的微分系数，q_errv为闭环控制误差四元数，ω_err为闭环控制误差角速度，T_c为控制器前馈控制力矩。

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