专利汇可以提供一种编队卫星相对轨道与姿态解耦控制方法专利检索,专利查询,专利分析的服务。并且一种编队卫星相对轨道与 姿态 解耦控制方法,它涉及 航天器 编队轨道与姿态控制技术领域。它解决了编队卫星相对轨道与姿态严重耦合致使编队卫星控制维数高,从而导致星上计算量大的问题和在轨求解效率低的问题,本 发明 首先给出了两个解耦条件,使得相对轨道与姿态控制可以独立进行设计,在相对轨道初始化控制时,引入推 力 矢量机 动能 力解耦约束条件,从而间接考虑了卫星姿态机动能力约束,在最优推力矢量姿态 跟踪 时,采用几何法寻找满足太阳规避约束的星敏感器光轴(1)在空间的可能指向,最终采用双矢量姿态确定 算法 计算最优姿态四元数和姿态 角 速度 。本发明为航天器编队轨道与姿态控制提供了重要参考价值。,下面是一种编队卫星相对轨道与姿态解耦控制方法专利的具体信息内容。
1.一种编队卫星相对轨道与姿态解耦控制方法,其特征在于它的解耦控制过程为:
步骤一,分析N颗卫星组成的编队卫星的初始条件约束、终端条件约束,所述初始条件约束包括初始相对位置、速度、姿态以及姿态角速度,所述终端条件约束包括终端相对位置、速度以及姿态角速度;
步骤二,使编队卫星满足如下条件:
条件二一,在相邻时刻,编队卫星中每颗从星的推力矢量方向的变化角度与卫星姿态控制能力一致;
条件二二,在任意时刻,编队卫星中每颗从星的推力器在空间任意指向时,存在一组同时满足太阳规避约束和最优推力指向要求的姿态四元数;
条件二三,在tk时刻,若存在一组姿态四元数满足条件二二,则在tk+1时刻也存在一组四元数满足条件二二;
步骤三,根据编队卫星中每颗从星的推力矢量机动能力解耦约束条件和编队卫星中每颗从星的星敏感器光轴(1)矢量与推力矢量之间的夹角解耦约束条件,并结合初始条件约束和终端条件约束,针对相对轨道动力学模型,实现对编队卫星中每颗从星的推力矢量机动能力受约束的相对轨道控制,并针对姿态动力学模型,采用几何法实现对编队卫星中每颗从星的最优推力矢量姿态跟踪控制。
2.根据权利要求1所述的一种编队卫星相对轨道与姿态解耦控制方法,其特征在于步骤三中所述的编队卫星中每颗从星的推力矢量机动能力解耦约束条件为:
aT(k)a(k-1)/(||a(k)||·||a(k-1)||)≥cos(γ·ωmaxΔt),即所述从星在相邻两个时刻的推力矢量之间的夹角小于等于编队卫星中每颗从星姿态机动实现的最大角度,其中,a(k-1)和a(k)分别表示所述从星在k-1时刻和k时刻的推力加速度矢量,k为自然数,ωmax为从星实现的最大姿态角速度,Δt为控制采样时间,推力矢量机动约束权系数γ∈(0,1)。
3.根据权利要求1所述的一种编队卫星相对轨道与姿态解耦控制方法,其特征在于步骤三中所述的编队卫星中每颗从星的星敏感器光轴(1)矢量与推力矢量之间的夹角解耦约束条件为:所述从星的星敏感器光轴(1)矢量vcam与推力矢量vth之间的夹角β大于等于vsun与vcam之间的最小允许夹角α,且小于等于α的补角,所述vsun表示太阳矢量。
4.根据权利要求1所述的一种编队卫星相对轨道与姿态解耦控制方法,其特征在于步骤三中所述的对编队卫星中每颗从星的推力矢量机动能力受约束的相对轨道控制的方法为:选择优化目标函数其中,Γ满足||u(t)||≤Γ,0≤Γ≤u+,σ=Γ/md,md表示从星质量,u(t)表示从星推力矢量,udRM表示从星推力矢量在相对运动坐标系中的分量;使所述优化目标函数满足如下约束:
第一约束:动力学方程约束,其中,r为从星相对主星的位置,变量表示变量相对于相对运动坐标系的导数,变量表示变量r相对于相对运动坐标系的导数,所述相对运动坐标系的原点位于主星的质心,x轴指向主星径向方向,z轴与主星轨道角动量方向平行,y轴与x轴以及z轴组成右手直角坐标系,矩阵C和Q分别为:
其中,ωo为主星轨道角速度,μ=3.986×105km3/s2为地球引力常数,R为主星绝对位置矢量,所述R的方向为由地心指向主星质心且其幅值大小为R,x、y、z分别表示从星相对于主星的位置矢量r在相对运动坐标系中的三个分量;
第二约束:推力幅值约束,其中,i3为3维实数矢量空间,tf表示终端时刻,u+为推力幅值上界,且满足u+>0且u+∈i,i为实数;
第三约束:相对轨道控制的初始条件约束和终端条件约束,具体内容分别为r(t0)=r0,和其中,t0为初始时间,为相对位置终端约束集,为相对速度终端约束集,与分别满足
δ和ξ均为正数,δ表示相对位置的控制目标盒的大小,ξ表示相对速度的控制目标盒的大小;
第四约束:凸约束条件,其中,λmin(P1/2)为矩阵P1/2的最小特征值,κ=cos(γ·ωmaxΔt),且有
5.根据权利要求1所述的一种编队卫星相对轨道与姿态解耦控制方法,其特征在于步骤三中所述的采用几何法实现对编队卫星中每颗从星的最优推力矢量姿态跟踪控制的方法为:计算目标姿态四元数和姿态角速度,进而采用姿态跟踪控制算法求解姿态控制力矩,完成姿态跟踪,在姿态跟踪过程中从星的星敏感器光轴(1)矢量与推力矢量之间的夹角满足太阳规避约束,同时所述从星的推力器指向满足最优推力指向要求。
6.根据权利要求5所述的一种编队卫星相对轨道与姿态解耦控制方法,其特征在于姿态跟踪算法为PD姿态跟踪控制算法或变结构姿态跟踪控制算法。
7.根据权利要求5所述的一种编队卫星相对轨道与姿态解耦控制方法,其特征在于计算从星的姿态四元数和姿态角速度的具体求解过程为:
步骤A,利用t0时刻的最优推力矢量的分量寻找从星的星敏感器光轴(1)在三维空间中所有可行轨迹,并计算最优推力矢量与太阳矢量之间的夹角;
步骤B,根据夹角变化趋势在所有可行轨迹上随机选择从星的星敏感器光轴(1)的一个空间指向P;
步骤C,判断该指向P是否满足太阳规避约束,当判断结果为否时,重新返回步骤B,当判断结果为是时,进入步骤D;
步骤D,寻找tk时刻对应的指向P’,使得P和P’之间的夹角最小,tk>t0;
步骤E,分别计算从星的推力矢量和星敏感器光轴(1)矢量在体坐标系中的分量,并结合所述推力矢量和星敏感器光轴(1)矢量在体坐标系中的位置关系,通过双矢量姿态确定方法计算目标姿态四元数
步骤F,根据所得的目标姿态四元数计算目标姿态角速度;
步骤G,令k=k+1,返回执行步骤D,计算获得下一采样时刻tk+1的目标姿态角速度,直到获得整个时域上的目标姿态角速度。
8.根据权利要求7所述的一种编队卫星相对轨道与姿态解耦控制方法,其特征在于步骤C中的判断该指向P是否满足太阳规避约束的循环次数最大为相对轨道控制结果给出的推力矢量的组数。
9.根据权利要求7所述的一种编队卫星相对轨道与姿态解耦控制方法,其特征在于在步骤B中根据夹角变化趋势在所有可行轨迹上随机选择从星的星敏感器光轴(1)的一个空间指向P的方法为:首先分析从星的最优推力矢量与太阳规避约束锥(2)的空间位置关系,若所有逐渐远离太阳规避约束锥(2),则在所有可行轨迹上选择与太阳规避约束锥(2)最近的一个空间指向P,否则选择一空间指向P使得从星的星敏感器光轴矢量vcam和太阳矢量vsun的夹角最大。
10.根据权利要求7所述的一种编队卫星相对轨道与姿态解耦控制方法,其特征在于在步骤F中根据所得的目标姿态四元数计算目标姿态角速度的过程为:采用差分法计算得到目标姿态四元数矢部的导数为进而得到对应的目标姿态角速度为其中,I3×3表示3×3维的单位矩阵。
高效检索全球专利专利汇是专利免费检索,专利查询,专利分析-国家发明专利查询检索分析平台,是提供专利分析,专利查询,专利检索等数据服务功能的知识产权数据服务商。
我们的产品包含105个国家的1.26亿组数据,免费查、免费专利分析。
专利汇分析报告产品可以对行业情报数据进行梳理分析,涉及维度包括行业专利基本状况分析、地域分析、技术分析、发明人分析、申请人分析、专利权人分析、失效分析、核心专利分析、法律分析、研发重点分析、企业专利处境分析、技术处境分析、专利寿命分析、企业定位分析、引证分析等超过60个分析角度,系统通过AI智能系统对图表进行解读,只需1分钟,一键生成行业专利分析报告。