【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及一种空间飞行器多约束相对指向坐标系的建立方法，属于卫星姿态控制领域。
技术介绍
1、空间飞行器对目标进行拍照观测和态势感知，具有较高的民用和军用价值。对目标持续跟踪观测，尤其飞行器与目标相对运动速度较大时，需要建立相对指向坐标系，并计算两星的相对角速度和角加速度用于姿态跟踪控制。在满足光学载荷指向目标外，还需要满足飞行器的其他约束。如需要调节对目标指向时的主要机动轴；需要满足太阳光尽量少地照射散热面以免影响飞行器的散热；需要在对目标指向的同时，保证数传天线尽量对地；需要在对目标指向的同时，尽量减小执行机构的角动量消耗，以减少能量消耗等。
2、目前，建立相对指向坐标系的方法，主要为利用相对位置矢量作为指向轴，其他两轴通过叉乘定义，只能满足对目标指向功能或存在单一约束功能，无法适用于在不同任务下的不同约束条件。同时计算本体相对于指向系的角速度和角加速度，只能通过差分的方式获得，在实际工程应用中噪声很大，造成指向控制精度较差甚至无法使用。
技术实现思路
1、本专利技术的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种空间飞行器多约束相对指向坐标系的建立方法，为飞行器的相对指向坐标系的建立提供了通用的建立方法，为飞行器的大动态指向跟踪控制提供前馈控制量解算的必要条件。
2、本专利技术的技术解决方案是：一种空间飞行器多约束相对指向坐标系的建立方法，包括如下步骤：
3、s1、根据轨道系ox0y0z0下飞行器与目标的相对位置矢量，计算先绕轨道系的o
4、s2、根据两个转角α、β计算轨道系到第一指向坐标系的姿态四元数qo→m；
5、s3、根据轨道系到第一指向坐标系的姿态四元数qo→m和轨道系到飞行器本体系的四元数qo→b，计算飞行器本体系相对第一指向坐标系的姿态四元数qm→b和姿态转换矩阵am→b；
6、s4、根据不同的约束，计算第一指向坐标系ox2y2z2绕ox2轴的转角γ，所述约束包括普通对目标指向约束、节省角动量约束、光照约束、数传指向约束、滚动轴少控制约束；
7、s5、从轨道系起始，按照231转序转动角度α、β、γ得到第二指向坐标系ox3y3z3，计算轨道系到第二指向坐标系的四元数qo→q和姿态转换矩阵ao→q；
8、s6、计算飞行器本体系相对于第二指向坐标系的四元数qq→b、飞行器本体系相对于第二指向坐标系的角速度和前馈角加速度在飞行器本体系下的表示，为飞行器的大动态指向跟踪控制提供前馈控制量解算的必要条件。
9、优选的，步骤s1中的α、β角度计算方法为：
10、根据飞行器与目标的相对位置矢量在轨道系下的描述r＝[xo yo zo]t，
11、
12、
13、其中，xo表示相对位置矢量在轨道系下的ox0轴坐标，yo表示相对位置矢量在轨道系下的oy0轴坐标，zo表示相对位置矢量在轨道系下的oz0轴坐标。
14、优选的，步骤s2中根据两个转角α、β，计算轨道系到第一指向坐标系的姿态四元数qo→m：
15、
16、其中，表示四元数乘法，qy为绕oy0轴转动的α角度的四元数表示，qz为绕oz1轴转动的β角度的四元数表示，具体为：
17、
18、优选的，步骤s3中计算飞行器本体系相对第一指向坐标系的姿态四元数qm→b具体为：
19、
20、其中，qm→o为轨道系到第一指向坐标系的姿态四元数qo→m的逆，即qm→o＝qo→m-1。
21、优选的，步骤s4中，当考虑对目标指向约束时，令γ＝0时，完成对目标的实时指向功能；
22、当考虑节省角动量约束时：令γ为可注数修改的常值，通过调整γ角的值，改变飞行器对目标指向过程中的主要机动轴，调整对目标指向过程中三轴所需的角速度，选择较小转动惯量的机动轴。
23、优选的，步骤s4中，当考虑光照约束时，若飞行器本体系的±y面为散热面，结合太阳矢量计算γ最优值的方法为：
24、将飞行器本体系下太阳矢量rsun_b＝[xsun_b ysun_b zsun_b]t转换到第一指向坐标系下，得到第一指向坐标系下的太阳矢量rsun_m：
25、rsun_m＝ab→mrsun_b＝[xsun_m ysun_m zsun_m]t
26、其中，为飞行器本体系到第一指向坐标系的姿态转换矩阵；xsun_b,ysun_b,zsun_b为太阳矢量在飞行器本体系下的三轴坐标，xsun_m,ysun_m,zsun_m为太阳矢量在第一指向坐标系下的三轴坐标；则有：
27、
28、优选的，步骤s4中，当考虑数传指向约束，在对目标指向过程中使数传天线矢量与飞行器指向地球的矢量共面，此时γ角的计算方法为：
29、设飞行器本体系下数传天线矢量为rantenna_b＝[xantenna_b yantenna_b zantenna_b]t，xantenna_b,yantenna_b,zantenna_b为数传天线矢量在飞行器本体系下的三轴坐标；飞行器本体系下飞行器指向地球矢量为rearth_b＝[xearth_b yearth_b zearth_b]t，xearth_b,yearth_b,zearth_b为飞行器质心指向地球中心矢量在飞行器本体系下的三轴坐标；
30、将飞行器本体系下数传天线矢量和地球矢量分别转换到第一指向坐标系中，得到rantenna_m、rearth_m：
31、rantenna_m＝ab→mrantenna_b＝[xantenna_m yantenna_m zantenna_m]t
32、rearth_m＝ab→mrearth_b＝[xearth_m yearth_m zearth_m]t
33、其中，xantenna_m,yantenna_m,zantenna_m为数传天线矢量在第一指向坐标系的三轴坐标；xearth_m,yearth_m,zearth_m为飞行器指向地球矢量在第一指向坐标系的三轴坐标；
34、则γ角的计算方法为：
35、
36、优选的，步骤s4中，当考虑滚转轴少控制约束时，根据当前飞行器的姿态，依据第一指向坐标系到飞行器本体系的姿态转换矩阵计算γ角的方法为：
37、
38、式中，ab→m(3,2)为矩阵ab→m的第3行第2列元素。
39、优选的，步骤s5中计算轨道系到第二指向坐标系的四元数qo→q的方法具体为：
40、
41、其中，
42、优选的，步骤s6中计算飞行器本体系相对于第二指向坐标系的四元数qq→b、飞行器本体系相对于第二指向坐本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种空间飞行器多约束相对指向坐标系的建立方法，其特征在于包括如下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种空间飞行器多约束相对指向坐标系的建立方法，其特征在于：步骤S1中的α、β角度计算方法为：
3.根据权利要求1所述的一种空间飞行器多约束相对指向坐标系的建立方法，其特征在于：步骤S2中根据两个转角α、β，计算轨道系到第一指向坐标系的姿态四元数qo→m：
4.根据权利要求1所述的一种空间飞行器多约束相对指向坐标系的建立方法，其特征在于：步骤S3中计算飞行器本体系相对第一指向坐标系的姿态四元数qm→b具体为：
5.根据权利要求1所述的一种空间飞行器多约束相对指向坐标系的建立方法，其特征在于：步骤S4中，当考虑对目标指向约束时，令γ＝0时，完成对目标的实时指向功能；
6.根据权利要求1所述的一种空间飞行器多约束相对指向坐标系的建立方法，其特征在于：步骤S4中，当考虑光照约束时，若飞行器本体系的±Y面为散热面，结合太阳矢量计算γ最优值的方法为：
7.根据权利要求1所述的一种空间飞行器多约束相对指向坐标系的建立方法，其
8.根据权利要求1所述的一种空间飞行器多约束相对指向坐标系的建立方法，其特征在于：步骤S4中，当考虑滚转轴少控制约束时，根据当前飞行器的姿态，依据第一指向坐标系到飞行器本体系的姿态转换矩阵计算γ角的方法为：
9.根据权利要求1所述的一种空间飞行器多约束相对指向坐标系的建立方法，其特征在于：步骤S5中计算轨道系到第二指向坐标系的四元数qo→q的方法具体为：
10.根据权利要求1所述的一种空间飞行器多约束相对指向坐标系的建立方法，其特征在于：步骤S6中计算飞行器本体系相对于第二指向坐标系的四元数qq→b、飞行器本体系相对于第二指向坐标系的角速度和前馈角加速度在飞行器本体系下的表示，具体为：
...【技术特征摘要】
1.一种空间飞行器多约束相对指向坐标系的建立方法，其特征在于包括如下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种空间飞行器多约束相对指向坐标系的建立方法，其特征在于：步骤s1中的α、β角度计算方法为：
3.根据权利要求1所述的一种空间飞行器多约束相对指向坐标系的建立方法，其特征在于：步骤s2中根据两个转角α、β，计算轨道系到第一指向坐标系的姿态四元数qo→m：
4.根据权利要求1所述的一种空间飞行器多约束相对指向坐标系的建立方法，其特征在于：步骤s3中计算飞行器本体系相对第一指向坐标系的姿态四元数qm→b具体为：
5.根据权利要求1所述的一种空间飞行器多约束相对指向坐标系的建立方法，其特征在于：步骤s4中，当考虑对目标指向约束时，令γ＝0时，完成对目标的实时指向功能；
6.根据权利要求1所述的一种空间飞行器多约束相对指向坐标系的建立方法，其特征在于：步骤s4中，当考虑光照约束时，若飞行器本体系的±y面为散热面，...
【专利技术属性】
技术研发人员：尹俊雄，周维，黄京梅，程仿，赵腾，刘笑，于皓，邵志杰，陈浩，王静吉，谭晓宇，
申请(专利权)人：上海航天控制技术研究所，
类型：发明
国别省市：
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