一种变速控制力矩陀螺操纵律设计方法技术

一种变速控制力矩陀螺操纵律设计方法，适用于兼具有敏捷机动要求与高精度指向控制需求的航天器姿态控制领域。现有的控制力矩陀螺(CMGs)操纵律设计存在与卫星姿态机动信息脱节的问题，针对此，提供一种变速控制力矩陀螺(VSCMGs)改进的增益调度操纵律。通过分析变速控制力矩陀螺指令力矩与扰动力矩特点，设计了指令力矩分配方法和避奇异零运动方法。通过指令力矩分配函数，实现了敏捷机动时的大力矩输出与稳态控制时的精细力矩输出平滑切换。通过变速控制力矩陀螺零运动操纵律，实现了在满足VSCMGs框架角速度约束情况下的快速脱离奇异状态。

A Design Method of Control Law for Variable Speed Control Moment Gyroscope

A control law design method for variable speed control moment gyroscope (VTCMG) is proposed, which is suitable for spacecraft attitude control with agile maneuver and high precision pointing control requirements. The existing control moment gyroscope (CMGs) control law design has the problem of disconnection with satellite attitude maneuver information. To solve this problem, an improved gain scheduling control law for variable speed control moment gyroscope (VSCMGs) is proposed. By analyzing the characteristics of command moment and disturbance moment of variable speed control moment gyroscope, the method of command moment distribution and the method of avoiding singular zero motion are designed. By means of the command moment distribution function, the smooth switching between the high torque output in agile maneuver and the fine torque output in steady-state control is realized. The zero motion control law of variable speed control moment gyroscope (VSCMGs) is used to realize the fast decoupling from singular state under the condition of satisfying the angular velocity constraint of VSCMGs frame.

【技术实现步骤摘要】
一种变速控制力矩陀螺操纵律设计方法
本专利技术属于航天器控制领域，涉及一种陀螺操纵律设计方法。
技术介绍
近年来，以甚高分辨率对地观测为代表航天任务的提出实现航天器快速敏捷机动与机动到位后的高精度的稳态控制需求。这要求执行机构兼具有大力矩输出能力和精细力矩输出能力。而新型变速控制力矩陀螺(variablespeedcontrolmomentgyros,VSCMG)作为航天器本体姿态控制的执行机构，在航天器机动的加减速过程中使用框架转动改变角动量方向实现大力矩输出；在稳定状态及跟踪过程中通过改变高速转子转速实现精细力矩输出，从而使航天器本体平台可以兼备高敏捷与高稳定控制能力。而变速控制力矩陀螺良好的操纵律设计方法是保证实现航天器敏捷机动与快速稳定的关键技术。
技术实现思路
本专利技术解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出了一种变速控制力矩陀螺操纵律设计方法，给出了变速控制力矩陀螺的指令力矩操纵律与零运动避奇异操纵律设计方法，为变速控制力矩陀螺操纵律设计和最终航天器姿态控制的实现奠定基础。本专利技术的技术解决方案是：一种变速控制力矩陀螺操纵律设计方法，包括如下步骤：(1)建立变速控制力矩陀螺群VSCMGs的指令力矩模型为：其中，Tb为期望指令力矩，Hvscmg为VSCMGs合成角动量；Isw为VSCMGs高速转子惯量阵，As为VSCMGs高速转子角动量合成阵；Ω为N个VSCMGs高速转子的N×1转速列阵；δ为N个VSCMGs低速框架的N×1角列阵；记C(δΩ)＝AtIsw[Ω]d为低速框架转动引起角动量方向改变所产生的力矩阵，At为VSCMGs低速框架力矩合成阵；D(Ω)＝AsIsw为高速转子转速改变引起角动量大小改变所产生的力矩阵；N≥4，为正整数；VSCMGs高速转子转速运行在158rad/s，VSCMGs低速框架转速(角速度)运行在-1rad/s～1rad/s；(2)建立变速控制力矩陀螺低速框架摩擦力矩模型为：其中，为VSCMGs低速框架角速度，为VSCMGs低速框架角加速度，Jm为框架转轴的转动惯量，im为驱动电流，f(im)为驱动电流im时的驱动力矩函数，通过试验测试标定；Tf为低速框架转轴摩擦力矩；Td为宽频扰动力矩；低速框架转轴摩擦力矩模型采用分段线性描述为：其中：a、b为低速框架角速度分段线性描述的两个转折点，T1为转折点a处的幅值，T2为转折点b处的幅值；(3)建立变速控制力矩陀螺高速转子力矩模型为：式中，Ωmv为VSCMGs高速转子转速，为VSCMGs高速转子角加速度，Jmv为高速转子转轴的转动惯量，imv为高速转子驱动电流，f(imv)为驱动电流imv时的高速转子驱动力矩函数，通过试验测试标定；Tmvf为高速转子转轴摩擦力矩；Tmvd为高速转子扰动力矩；(4)进行VSCMGs摩擦力矩测试，具体方法为：在VSCMGs高速转子静止情况下，设置VSCMGs低速框架按照任一恒定角速度转动；设置低速框架断电，用测力/力矩传感器测量VSCMGs低速框架的摩擦力矩；对VSCMGs高速转子通电并稳定在任一转速；设置高速转子断电，用测力/力矩传感器测量高速转子摩擦力矩；(5)设计VSCMGs指令力矩操纵律：其中，xT为VSCMGs期望指令，包含低速框架角速度目标值和高速转子转速目标值W＝diag(Wg1,…,WgN,Ws1,…,WsN)为VSCMGs指令力矩的权重矩阵；为第i个VSCMGs低速框架权重系数，其中Wg0，ε为设计参数；Wsi为第i个VSCMGs高速转子力矩权重系数；i＝1,2,…,N,为正整数；Q＝[CD]；C为C(δΩ)函数的简写，D为D(Ω)函数的简写；K1＝det(AtAtT)；采用高斯函数进行低速框架力矩系数Wgi和高速转子力矩系数Wsi动态分配；定义高斯函数为f(xa1b1c1)＝a1×exp(-(x-b1)2/(2c12))，a1、b1、c1为参数，则低速框架力矩系数阵Wgi和高速转子力矩系数阵Wsi表示为其中，参数Wg00，Wg01，Wsi0，Wsi1，ag0，as0，bg0，bs0，cg0，cs0为设计参数，x＝norm(Tb)为航天器姿态指令力矩的模；(6)设定VSCMGs避奇异零运动操纵律，所述VSCMGs避奇异零运动操纵律包括两部分，具体如下：第一部分为回标称框架的零运动避奇异操纵律，具体为：式中：xN1为回标称框架的零运动，kN1为零运动操纵律系数，P＝I8-WQT(QWQT)-1为零运动正交投影矩阵；δf为VSCMGs低速框架的期望框架角，Ωf为VSCMGs高速转子期望转子转速；第二部分为框架与转子转速快速避奇异的零运动操纵律，具体为：式中：xN2为框架与转子转速快速避奇异的零运动，kN2为零运动的权重系数；具体为式中：kN20为避奇异零运动的最大系数，Kmin为VSCMGs零运动避奇异的奇异度临界值；δf0为使VSCMGs低速框架奇异度最大的框架角组合，具体计算为：式中：kc为VSCMGs框架快速避奇异零运动系数；K2为VSCMGs采用条件数定义的奇异度，具体为：式中：uξ、vξ为矩阵At进行奇异值分解的矢量，σ1、σ2、σ3为矩阵At的特征值，σ1≤σ2≤σ3；ξ＝1,2,3；奇异度K2对VSCMGs低速框架角的偏导数计算为：式中，vjξ为矢量vξ的j个元素；j＝1,2,3…n；n为正整数；s1，…，sn均为矩阵At奇异值分解的特征向量；(7)设定VSCMGs总操纵律为：x＝xT+xN1+xN2；x为VSCMGs框架角速度运动的总和。本专利技术与现有技术相比的优点在于：(1)本专利技术能够实现VSCMGs框架力矩系数与转子力矩系数动态最优分配；与现有的控制力矩陀螺操纵律相比，本专利技术提出的方法通过实时判断指令力矩的模x＝norm(Tb)进行动态分配框架和转子力矩系数。当姿态控制力矩的模norm(Tb)远离0时，操纵律平滑调大低速框架的力矩系数Wg0，进行大力矩输出；当姿态控制力矩的模norm(Tb)接近0时，此时航天器处于姿态稳态控制模式，操纵律平滑调小低速框架的力矩系数Wg0，调大高速转子力矩系数Wsi，从而降低姿态稳态控制时低速框架的扰动力矩，实现航天器姿态高稳定控制。(2)本专利技术能够实现VSCMGs快速避奇异；当低速框架接近奇异状态时，给低速框架施加偏置力矩Tp，使低速框架快速陀螺奇异。则有框架输出的额外力矩为Tp＝C(δf0-δ)，通过采用高速转子补偿施加的偏置力矩Tp，实现变速控制力矩陀螺快速避奇异且整星无偏置力矩，即实现附图说明图1为本专利技术的设计方法流程图；图2为本专利技术的力矩分配系数；图3为金字塔构型。图4为本专利技术的零运动系数kc。图5为力矩分配定系数时姿态稳定度测试结果。图6为最优力矩分配系数时姿态稳定度测试结果。具体实施方式下面结合附图和实施例对本专利技术方法进行详细说明。本专利技术提出了一种变速控制力矩陀螺操纵律设计方法，通过分析变速控制力矩陀螺框架与高速转子输出的指令力矩与扰动力矩特点，设计了指令力矩分配方法和避奇异零运动方法。通过指令力矩分配函数，实现了敏捷机动时的大力矩输出与稳态控制时的精细力矩输出。通过变速控制力矩陀螺零运动操纵律，实现了低速框架快速脱离奇异状态。如图1所示，本专利技术的一种变速控制力矩陀螺操纵律设计方法，包括如下步骤：(1)航天器中姿本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种变速控制力矩陀螺操纵律设计方法，其特征在于，包括如下步骤：(1)建立变速控制力矩陀螺群VSCMGs的指令力矩模型；(2)建立变速控制力矩陀螺低速框架摩擦力矩模型；(3)建立变速控制力矩陀螺高速转子力矩模型；(4)进行VSCMGs摩擦力矩测试；(5)设定VSCMGs指令力矩操纵律；(6)设定VSCMGs避奇异零运动操纵律；(7)设定VSCMGs总操纵律。

【技术特征摘要】
1.一种变速控制力矩陀螺操纵律设计方法，其特征在于，包括如下步骤：(1)建立变速控制力矩陀螺群VSCMGs的指令力矩模型；(2)建立变速控制力矩陀螺低速框架摩擦力矩模型；(3)建立变速控制力矩陀螺高速转子力矩模型；(4)进行VSCMGs摩擦力矩测试；(5)设定VSCMGs指令力矩操纵律；(6)设定VSCMGs避奇异零运动操纵律；(7)设定VSCMGs总操纵律。2.根据权利要求1所述的一种变速控制力矩陀螺操纵律设计方法，其特征在于：所述步骤(1)中，变速控制力矩陀螺群VSCMGs的指令力矩模型为：其中，Tb为期望指令力矩，Hvscmg为VSCMGs合成角动量；Isw为VSCMGs高速转子惯量阵，As为VSCMGs高速转子角动量合成阵；Ω为N个VSCMGs高速转子的N×1转速列阵；δ为N个VSCMGs低速框架的N×1框架角列阵；记C(δΩ)＝AtIsw[Ω]d为低速框架转动引起角动量方向改变所产生的力矩阵，At为VSCMGs低速框架力矩合成阵；D(Ω)＝AsIsw为高速转子转速改变引起角动量大小改变所产生的力矩阵；N≥4，为正整数；VSCMGs高速转子转速运行在158rad/s，VSCMGs低速框架转速运行在-1rad/s～1rad/s。3.根据权利要求1或2所述的一种变速控制力矩陀螺操纵律设计方法，其特征在于：所述步骤(2)中，变速控制力矩陀螺低速框架摩擦力矩模型为：其中，为VSCMGs低速框架角速度，为VSCMGs低速框架角加速度，Jm为框架转轴的转动惯量，im为驱动电流，f(im)为驱动电流im时的驱动力矩函数，通过试验测试标定；Tf为低速框架转轴摩擦力矩；Td为宽频扰动力矩；低速框架转轴摩擦力矩模型采用分段线性描述为：其中：a、b为低速框架角速度分段线性描述的两个转折点，T1为转折点a处的幅值，T2为转折点b处的幅值。4.根据权利要求3所述的一种变速控制力矩陀螺操纵律设计方法，其特征在于：所述步骤(3)中，变速控制力矩陀螺高速转子力矩模型为：式中，Ωmv为VSCMGs高速转子转速，为VSCMGs高速转子角加速度，Jmv为高速转子转轴的转动惯量，imv为高速转子驱动电流，f(imv)为驱动电流imv时的高速转子驱动力矩函数，通过试验测试标定；Tmvf为高速转子转轴摩擦力矩；Tmvd为高速转子扰动力矩。5.根据权利要求4所述的一种变速控制力矩陀螺操纵律设计方法，其特征在于：所述步骤(4)的具体方法为：在VSCMGs高速转子静止情况下，设置VSCMGs低速框架按照任一恒定角速度转动；设置低速框架断电，用测力/力矩传感器测量VSCMGs低速框架的摩擦力矩；对VSCMGs高速转子通电并稳定在任一转速；设置高速转子断电，用测力/力矩传感器测量高速转...

【专利技术属性】
技术研发人员：关新，张科备，汤亮，王淑一，雷拥军，
申请(专利权)人：北京控制工程研究所，
类型：发明
国别省市：北京,11