專利名稱：使用兩個(gè)單框架控制力矩陀螺的航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制方法
使用兩個(gè)單框架控制力矩陀螺的航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于航天器姿態(tài)控制技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種使用兩個(gè)單框架控制力矩陀螺的航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制方法。在星體與陀螺的總角動(dòng)量為零或者較小時(shí)，此控制方法能夠利用兩個(gè)平行安裝的單框架控制力矩陀螺，將航天器機(jī)動(dòng)到任意期望的目標(biāo)姿態(tài)。
背景技術(shù)：
隨著航天事業(yè)的發(fā)展，現(xiàn)代航天器對姿態(tài)控制系統(tǒng)的精度、壽命以及可靠性的要求越來越高。航天器在軌姿態(tài)控制主要是通過執(zhí)行機(jī)構(gòu)輸出控制力矩來實(shí)現(xiàn)。單框架控制力矩陀螺屬于一種角動(dòng)量交換裝置，它通過框架轉(zhuǎn)動(dòng)改變恒定轉(zhuǎn)速的轉(zhuǎn)子的角動(dòng)量方向，從而產(chǎn)生連續(xù)地反作用于航天器的力矩。在航天器的各類姿態(tài)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)中，單框架控制力矩陀螺群(Single Gimbal Control Moment Gyros, SGCMGs)不僅能輸出大幅值控制力矩，還具有結(jié)構(gòu)簡單、可靠性高、系統(tǒng)響應(yīng)快、控制更精確等優(yōu)點(diǎn)。因此，SGCMGs特別適用于需求較大控制力矩的大型長壽命航天器、敏捷衛(wèi)星，例如，和平號空間站(MIR)，天宮一號以及法國的Pleiades-HR衛(wèi)星都采用了 SGCMGs作為姿態(tài)控制主執(zhí)行機(jī)構(gòu)。另一方面，在同樣的力矩輸出要求下，SGCMGs的質(zhì)量輕、體積小、功耗小，SGCMGs又適用于對質(zhì)量、體積需要較苛刻的小 型航天器，例如，土耳其的微型衛(wèi)星BILSAT-1上使用了兩個(gè)小型的SGCMGs來實(shí)現(xiàn)單軸姿態(tài)控制。使用SGCMGs的一個(gè)關(guān)鍵問題是設(shè)計(jì)恰當(dāng)?shù)牟倏v律，克服陀螺的奇異問題。SGCMGs的構(gòu)型奇異是指當(dāng)處于某些框架角組合時(shí)，SGCMGs的力矩輸出矩陣降秩，不能求逆反解框架角速度。對于由三個(gè)或者三個(gè)以上的SGCMGs組成的陀螺群的操縱律設(shè)計(jì)已經(jīng)有較多解決方案，但是，對于僅兩個(gè)SGCMGs的操縱律方案較少見。另一方面，由于長時(shí)間在軌工作，航天器所使用的一個(gè)或者多個(gè)單SGCMGs不可避免的出現(xiàn)故障或失效，當(dāng)正常工作的SGCMGs的個(gè)數(shù)少于三個(gè)時(shí)，航天器變成欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)，無法在任意情況下實(shí)現(xiàn)三軸的姿態(tài)控制。另一方面，對于微小型衛(wèi)星，由于質(zhì)量和體積的限制，往往不可能備份多余的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，因此，期望采用較少的執(zhí)行機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)姿態(tài)控制功能。針對這一迫切需求，本專利提出一種僅使用兩個(gè)平行安裝的SGCMGs的航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制方法，既可以應(yīng)對部分SGCMGs失效，提高航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)的可靠性，又能為微小型衛(wèi)星如何應(yīng)用兩個(gè)SGCMGs進(jìn)行姿態(tài)控制提供一種解決方案。

發(fā)明內(nèi)容本發(fā)明針對帶有兩個(gè)平行安裝的SGCMGs的航天器，在航天器與陀螺系統(tǒng)的總角動(dòng)量為零或者較小時(shí)，實(shí)現(xiàn)航天器對慣性空間的任意再定向，并在控制過程中規(guī)避兩個(gè)SGCMGs的奇異。本發(fā)明既可用于雙平行構(gòu)型的SGCMGs中某一對失效后的航天器姿態(tài)控制，又適用于直接使用兩個(gè)平行安裝的微小型衛(wèi)星的姿態(tài)控制。本發(fā)明一種使用兩個(gè)單框架控制力矩陀螺的航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制方法包括三個(gè)控制階段
階段一，陀螺初始奇異規(guī)避階段，它由陀螺奇異判斷邏輯和陀螺奇異脫離控制器組成。檢驗(yàn)初始時(shí)刻航天器與期望姿態(tài)的誤差大小和兩個(gè)SGCMGs是否接近奇異。令HitlX)表示初始時(shí)刻姿態(tài)誤差閾值，它的具體值可以在實(shí)際應(yīng)用中選定。若姿態(tài)誤差小于Hltl，或者陀螺遠(yuǎn)離奇異，則直接進(jìn)入階段二。若姿態(tài)誤差大于IV且陀螺接近奇異，則利用等大反向的速率驅(qū)動(dòng)框架轉(zhuǎn)動(dòng)一定的時(shí)間TtlX),使陀螺脫離奇異，表達(dá)式如式(I)所示
權(quán)利要求
1.一種使用兩個(gè)單框架控制力矩陀螺的航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制方法，其特征在于該方法的特征步驟包括三個(gè)階段階段一陀螺初始奇異規(guī)避階段它由陀螺奇異判斷邏輯和陀螺奇異脫離控制器組成；檢驗(yàn)初始時(shí)刻航天器與期望姿態(tài)的誤差和兩個(gè)單框架控制力矩陀螺群SGCMGs是否奇異；$%>()表示初始時(shí)刻姿態(tài)誤差閾值，它的具體值在實(shí)際應(yīng)用中選定；若姿態(tài)誤差小于IV或者陀螺遠(yuǎn)離奇異，則直接進(jìn)入階段二 ；若姿態(tài)誤差大于IV且陀螺接近奇異，則利用等大反向的速率驅(qū)動(dòng)框架轉(zhuǎn)動(dòng)一定的時(shí)間TtlX),使陀螺脫離奇異，表達(dá)式如式(I)所示
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的使用兩個(gè)單框架控制力矩陀螺的航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制方法；其特征在于在階段一中，利用等大反向的指令框架轉(zhuǎn)速，使得兩個(gè)SGCMGs脫離在控制起始時(shí)刻出現(xiàn)的內(nèi)、外奇異；在階段二中，通過基于Rodrigues參數(shù)的期望角速度使得航天器的姿態(tài)收斂期望姿態(tài)，然后，通過比例角速度跟蹤控制律跟蹤期望角速度，進(jìn)而得到指令控制 力矩，再利基于奇異值分解的修正逆求解指令框架轉(zhuǎn)速；在階段三中，利用航天器的角動(dòng)量在兩個(gè)轉(zhuǎn)子矢量的角分線上的投影作用中間變量，設(shè)計(jì)期望中間變量與相應(yīng)的跟蹤控制律，使得航天器的姿態(tài)誤差進(jìn)一步收斂，并在此基礎(chǔ)上求出指令框架轉(zhuǎn)速。
全文摘要
一種使用兩個(gè)單框架控制力矩陀螺的航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制方法，包括三個(gè)控制階段階段一是陀螺初始奇異規(guī)避階段，它由陀螺奇異判斷邏輯和陀螺奇異脫離控制器組成，它使兩個(gè)單框架控制力矩陀螺脫離在控制起始時(shí)刻可能出現(xiàn)的內(nèi)、外奇異，然后進(jìn)入階段二的控制；階段二是誤差姿態(tài)收斂階段，它由誤差姿態(tài)收斂控制器組成，旨在使航天器的姿態(tài)誤差收斂到指定的姿態(tài)誤差閾值以內(nèi)，從而進(jìn)入階段三的控制；階段三是穩(wěn)態(tài)控制階段，由穩(wěn)態(tài)控制器組成，旨在使姿態(tài)誤差進(jìn)一步收斂，并保證框架指令轉(zhuǎn)速平穩(wěn)的收斂到零。本發(fā)明可用于航天器中控制力矩陀螺群部分失效的情況，也可用于僅安裝兩個(gè)平行單框架控制力矩陀螺的航天器的姿態(tài)控制。
文檔編號G05D1/08GK103034237SQ201210580550
公開日2013年4月10日 申請日期2012年12月27日 優(yōu)先權(quán)日2012年12月27日
發(fā)明者桂海潮, 張軍, 徐世杰, 邢琰, 金磊, 唐強(qiáng) 申請人:北京航空航天大學(xué)