一种载人飞船姿态控制方法

摘要

一种载人飞船姿态控制方法，步骤为：(1)判断载人飞船是否进入手动交会对接控制模式，如果进入则进行下一步，否则退出；(2)判断手控交会对接允许标志，如果允许则进行下一步，否则退出；(3)从载人飞船姿轨控分系统获取有效的原始姿态角数据θi和原始姿态角速度数据ωi；(4)预测载人飞船的目标姿态角θi'，θi'＝θi+kωi，其中k为调整系数；(5)利用步骤(4)的结果，计算载人飞船姿态控制参数转移矩阵Mxy,x′y′，将载人飞船的姿态角由飞船坐标系转换至显示屏坐标系；(6)根据显示屏坐标系下前后两个时刻载人飞船姿态的横、纵坐标变化，由航天员手动对载人飞船的姿态进行实时控制调整。

说明书

技术领域

本发明涉及一种载人飞船的姿态控制方法，适用于载人飞船进入手控交会 对接模式时，航天员在轨手动实现载人飞船的姿态控制。

背景技术

目前，飞行器在轨飞行期间，若需要进行姿态的调整，通常是在星地链路 建立后，通过较复杂的姿态控制算法来实现的。这种实现方式由于计算精度等 问题会引入误差，而误差无法在轨实时调整，由此对飞行器的姿态控制造成不 利的影响。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种基于角速度 反馈的载人飞船姿态控制方法，通过短期预测数据偏置的方式完成飞船姿态控 制参数的提取，并通过信息组合的方式在轨实时计算获取飞船的姿态控制参数， 实现了飞船姿态的在轨实时调整，提高了载人飞船姿态的控制精度。

本发明的技术解决方案是：一种载人飞船姿态控制方法，包括如下步骤：

(1)首先判断载人飞船是否进入手动交会对接控制模式，如果进入手动交 会对接控制模式则进行下一步，否则退出；

(2)判断手控交会对接允许标志，如果允许手控交会对接，则进行下一步， 否则退出；

(3)从载人飞船姿轨控分系统获取有效的原始姿态角数据θ_i和原始姿态角 速度数据ω_i，其中i的取值为1、2和3，分别对应载人飞船的偏航姿态、俯仰 姿态、滚动姿态；

(4)利用步骤(3)的结果，预测载人飞船的目标姿态角θ_i'，θ_i'＝θ_i+kω_i， 其中k为调整系数，k＝2f，f为载人飞船姿轨控分系统原始姿态角数据的更新 频率；

(5)利用步骤(4)的结果，计算载人飞船姿态控制参数转移矩阵M，

$\left(\begin{array}{c}M=\left(\begin{array}{ccc}\cos {{\theta }_i}^{\prime }& \sin {{\theta }_i}^{\prime }& 0\\ -\sin {{\theta }_i}^{\prime }& \cos {{\theta }_i}^{\prime }& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right)*\left(\begin{array}{ccc}1& 0& -x_0\\ 0& 1& -y_0\\ 0& 0& 1\end{array}\right)\\ =\left(\begin{array}{ccc}\cos {{\theta }_i}^{\prime }& \sin {{\theta }_i}^{\prime }& -x_0\cos {{\theta }_i}^{\prime }-y_0\sin {{\theta }_i}^{\prime }\\ \sin {{\theta }_i}^{\prime }& \cos {{\theta }_i}^{\prime }& -x_0\sin {{\theta }_i}^{\prime }-y_0\cos {{\theta }_i}^{\prime }\\ 0& 0& 1\end{array}\right)\end{array}\right)$

将载人飞船的姿态角由飞船坐标系转换至显示屏坐标系，其中-x₀cosθ_i'-y₀sinθ_i' 和-x₀sinθ_i'-y₀cosθ_i'分别为转换后显示屏坐标系下载人飞船姿态角的横坐标和 纵坐标；

所述的飞船坐标系的原点O为载人飞船的质心，OX指向飞行方向，OZ 轴指向地球质心，OY与OX轴、OZ轴组成右手系；所述的显示屏坐标系的原 点在载人飞船控制显示屏的中心，横轴沿水平方向，纵轴沿竖直方向；x₀、y₀表 示载人飞船的姿态角映射到显示屏坐标系下的起始姿态横坐标和纵坐标；

(6)利用步骤(5)的结果，根据显示屏坐标系下当前时刻和预测时刻载 人飞船姿态角的横、纵坐标变化，由航天员手动对载人飞船的姿态进行实时控 制调整。

本发明与现有技术相比的优点在于：本发明方法对飞船姿态控制参数进行 的提取，使原始姿态角进行最大幅度的校正。航天员观察到姿态角数据较真实 数据之间大一倍，等同于该航天员能够较其他航天员多一倍的时间对其观察到 的姿态角数据进行判读和反馈。采用此方法在交会对接工作模式下提取飞船姿 态控制参数，通过手控设备不断的迭代调整飞船姿态，最终实现对飞船姿态的 实时、精确控制。

附图说明

图1为本发明方法的流程框图；

图2为运行姿态分解示意图。

具体实施方式

为了弥补人脑反应时间延迟和系统固有的时间延迟带来操控上的迟滞，本 发明引入了一种短期预测数据偏置方法，该方法采用角度和角速度之间的动力 学关系，提前预测未来短时期内角度的变化趋势，以此提取飞船姿态控制参数， 提前对飞船的操控进行决策，采用短期预测数据偏置方法在飞船手控工作模式 下，可实现对飞船姿态参数的高精度提取，从而实现飞船姿态的高精度手动控 制。

在交会对接任务中，采用短期预测数据偏置的方法，航天员首先判断是否 允许手控交会对接，若允许则对飞船姿态控制参数进行计算并提取，指导航天 员在交会对接时操控飞船顺利完成和目标飞行器的交会对接，确保交会对接时 对飞船进行精准控制。

如图1所示，为本发明方法的流程框图，主要步骤如下：

(1)首先判断是否进入手动交会对接控制模式，如果是则进行下一步；否 则退出；

(2)判断手控交会对接允许标志，如果允许手控交会对接，则获取飞船的 姿态角速度和姿态角度数据；否则退出；

(3)预测飞船目标姿态；

根据动力学原理可知，角度对时间求一阶导数可得角速度，角速度是角度 单位时间内的变化量，角速度也反映了角度的变化趋势，因此可用角速度对角 度进行短期变化趋势进行预测，进行控制参数校正，计算公式如下：

θ_i'＝θ_i+kω_i

公式中，θ_i'表示校正过的姿态角，θ_i表示从姿轨控分系统传递过来的原始姿态 角数据进行有效性判断后的真实姿态角数据，i的取值分别为1、2和3，分别 对应偏航姿态角、俯仰姿态角、滚动姿态角；对应的，ω_i表示从姿轨控分系统 传递过来的原始姿态角速度数据进行有效性判断后的真实姿态角速度数据，i的 取值分别为1、2和3，分别对应偏航姿态角速度、俯仰姿态角速度、滚动姿态 角速度；k表示调整系数，k＝2f，其中f为真实数据的变化频率。由于飞船轨 道返回段每500ms数据变化一次，因此k值为1，飞船轨道运行段每250ms 数据变化一次，因此k值为0.5。

(4)计算姿态控制参数转移矩阵

首先给出飞船坐标系的定义：将飞船的质心设为飞船坐标系的坐标原点， 记为O，OX轴通过质心且指向飞船的飞行方向，OZ轴通过质心且指向地球质 心，OY轴通过飞船质心且与OXZ平面垂直，三轴组成右手系。

滚动姿态角为绕OX轴旋转过的角度，绕OX轴顺时针旋转为正方向，逆 时针旋转为负方向。俯仰姿态角为绕OY轴旋转过的角度，绕OY轴顺时针旋 转为正方向，逆时针旋转为负方向。偏航姿态角为绕OZ轴旋转过的角度，绕 OZ轴顺时针旋转为正方向，逆时针旋转为负方向，如图2所示。

$\left(\begin{array}{c}M=\left(\begin{array}{ccc}\cos {{\theta }_i}^{\prime }& \sin {{\theta }_i}^{\prime }& 0\\ -\sin {{\theta }_i}^{\prime }& \cos {{\theta }_i}^{\prime }& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right)*\left(\begin{array}{ccc}1& 0& -x_0\\ 0& 1& -y_0\\ 0& 0& 1\end{array}\right)\end{array}\right)$

矩阵中的cosθ_i'、sinθ_i'均为矩阵旋转因子，工程应用中用具体的物理量带 入。当计算偏航姿态角映射在显示坐标上时，用步骤(3)中预测的偏航姿态角 代入转移矩阵公式中的θ_i'中。同理计算俯仰姿态角、滚动姿态角的显示坐标时， 用步骤(3)中预测的俯仰姿态角、滚动姿态角带入即可。

显示坐标为显示屏坐标系下的二维直角坐标系，显示屏的中心为坐标原点， x₀、y₀表示映射到显示屏坐标系的起始位置。若代入的值为偏航姿态角，矩阵M 中的-x₀cosθ-y₀sinθ，-x₀sinθ-y₀cosθ对应偏航姿态角在显示屏坐标系下的横坐 标值(水平方向)和纵坐标值(数值方向)。同理若代入的值为俯仰姿态角、滚 动姿态角，则-x₀cosθ-y₀sinθ，-x₀sinθ-y₀cosθ对应俯仰姿态角、滚动姿态角在 显示屏坐标系下的横坐标值和纵坐标值。

(5)航天员手动对载人飞船的姿态进行调整

经过上述坐标变换，可以分别获得姿态角(偏航姿态角、俯仰姿态角和滚 动姿态角)在显示屏坐标系下的参数值。提取前后两个时间点的坐标变换后的 俯仰姿态角、偏航姿态角和滚动姿态角值，也即显示屏坐标系下两个方向的坐 标差值作为飞船姿态调整的具体参数，在显示屏坐标系下通过手控设备实时调 整显示屏坐标系两个方向的坐标值，间接的调整飞船的姿态。调整过程是不断 迭代的过程，可以一步步不断调整，这种基于角速度反馈的稳定控制方法最终 可实现对飞船姿态的精细控制。

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。