用于小型卫星的快速转动和安置系统技术方案

一种用于快速转动和安置小型卫星的新方法基于具有椎体配置的可变速飞轮(或者反作用轮)的四个单个自由度控制力矩陀螺仪，所述方法与路径和端点约束时间最优控制结合。可以利用动量管理，而不需要使用另外的致动器来增强路径和端点约束的时间最优控制。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】用于小型卫星的快速转动和安置系统相关申请的交叉引用本专利申请要求2015年6月2日提交的标题为“RAPIDSLEWANDSETTLESYSTEMOFSMALLSATELLITE”的美国临时专利申请第62/169,736号的权益，其全部内容通过引用的方式并入本文。本专利申请还要求2015年12月23日提交的标题为“RAPIDSLEWANDSETTLESYSTEMOFSMALLSATELLITE”的美国临时专利申请第62/387,188号的权益，其全部内容通过引用的方式并入本文。专利技术人或者联合专利技术人根据37C.F.R1.77(b)(6)对先前公开内容的声明本专利技术的各个方面由专利技术人中的一个或者多个专利技术人在2015年8月第29届年度AIAA/USU小型卫星会议(UT)上公开。以下由专利技术人发表的会议论文在2015年7月31日或者大约在2015年7月31日发布：Dionne,D等人，“RapidSlewandSettleofaSmallSatelliteinLEOLaserCommunication”，AIAA/USU小型卫星会议会刊，技术研讨会VI：地面系统和通信，SSC15-VI-6，2015年，http://digitalcommons.usu.edu/smallsat/2015/all2015/42/。在根据78Fed.Reg.(联邦注册)11076(2013年2月14日)指导的共同提交的信息公开声明中提供了发布的论文的副本。在提交本专利申请要求优先权的上述临时专利申请之后是该公开和发布。
本专利技术大体上涉及卫星重定向系统，并且更具体地涉及用于使用混合控制力矩陀螺仪的小型卫星的快速转动和安置系统。
技术介绍
小型太空卫星可以用于各种各样的应用。小型太空卫星的一个问题涉及将卫星快速并且准确地重定向的能力，例如，将卫星的元件(例如，通信发射器或者接收器、摄像头、激光器等)对准目标(例如，基于陆地或者太空的目标)。贯穿本专利申请引用了以下参考文献，每一个参考文献通过引用的方式并入本文：参考文献1：PatankarK.、NormalFitz-Coy、和Roithmayr,C，“DesignConsiderationsforMiniaturizedControlMomentGyroscopesforRapidRetargetingandPrecisionPointingofSmallSatellites”，第28届AIAA/USU小型卫星会议的会刊，洛根，犹他州，2014年8月。参考文献2：Wie,B.、Bailey,D.、和HeibergC.，“SingularityRobustSteeringLogicforRedundantSingle-GimbalControlMomentGyros”，指导、控制&动力学杂志第24卷第5期，2001年9月至10月。参考文献3：Garg,D.、Patterson,M.、HagerW.、Rao,A.、Benson,D.、Huntington,G.，“AnOverviewofThreePseudospectralMethodsfortheNumericalSolutionofOptimalControlProblems”，AAS-09-332，2009。参考文献4：Patterson,M.、和Rao,A.，“GPOPS-iiVersion2.0:AGeneral-PurposeMATLABSoftwareforSolvingMultiple-PhaseOptimalControlProblems”，http://www.gpops2.com.，2014年5月。参考文献5：BridgeSat公司，http://www.bridgesatinc.com。参考文献6：Gill,P.、MurrayW.、和SaundersM.，“SNOPT:AnSQPalgorithmforLarge-scaleConstrainedOptimization”，SIAMReview47,1,99-131，2002年。参考文献7：Ross,M.和KarpenkoM.，“AReviewofPseudospectralOptimalControl:FromTheorytoFlight”，AnnualReviewinControl36,182-197，2012年。参考文献8：Betts,J.，“PracticalMethodsforOptimalControlandEstimationUsingNonlinearProgramming”，SIAMSeriesinAdvancesinDesignandControl，第2章。参考文献9：Maes,C.，“ARegularizedActive-SetMethodforSparseConvexQuadraticProgramming”，斯坦福大学博士学位论文，2010年11月。参考文献10：DavisT.，“DirectMethodsforSparseLinearSystems”，工业与应用数学学会，费城，宾夕法尼亚州，2006年。参考文献11：Wright和Nocedal，“NumericalOptimization”，施普林格科学+商业媒体有限责任公司，纽约，第二版，2006年。参考文献12：于2014年11月4日发表的标题为“MethodandApparatusforDeterminingSpacecraftManeuvers”的美国专利第8,880,246号。参考文献13：Yoon,H.和Panagiotis,T.，“SingularityAnalysisofVariable-SpeedControlMomentGyros”，指导、控制、和动力学杂志，第27卷第3期，2004年5月至6月，第374-386页。随着使用小型卫星的近地轨道(LEO)星座的激光通信网络已经成为已经饱和的射频通信的潜在替代物[见参考文献5]，小型卫星的快速重定向和精确指向已经受到广泛关注。这种新的商业应用、以及其它应用诸如高分辨率成像和地球和太空监视[见参考文献1]大大增加了对敏捷且高精度的卫星的需求。具体地，执行快速转动和安置机动的能力可以具有许多优点，诸如，例如，提高生产率或者收入(例如，允许卫星在给定的时间段内捕获更大数量的图像，或者增加通信连接的次数或者持续时间)和降低卫星功耗(这可以增加任务时间)。因此，需要时间最优(最短时间)姿态控制机动。卫星姿态控制系统通常涉及本征轴旋转。需要本征轴旋转，因为它们构造起来直观简单，并且提供沿着起始姿态角和期望的最终姿态角之间的最短圆弧对航天器进行重取向的优点。可以将通过从第一取向转变到第二取向限定的角度误差表示为围绕特定固定轴旋转一定角度，该特定固定轴被称为旋转的本征轴。一旦已经确定了本征轴，就可以选择不需要与基准航天器本体固定框架对准的两个其它轴以与本征轴形成正交集。由于从初始状态到最终状态的整个旋转是围绕本征轴执行的，所以另外两个轴将始终具有零角度来穿越。通常将本征轴旋转实施为静止到静止机动。也就是说，旋转从静止开始，并且当航天器在新的期望取向上再次静止时终止。当需要从非静止状态开始重取向机动时和/或当需要终止在本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于卫星的卫星姿态控制系统，所述卫星姿态控制系统包括：四个混合控制力矩陀螺仪，所述四个混合控制力矩陀螺仪布置成椎体配置，每个混合控制力矩陀螺仪包括控制力矩陀螺仪致动器和反作用轮致动器；以及重定向控制器，所述重定向控制器用于使用路径和端点约束的时间最优控制将所述卫星从初始状态通过期望的转动和安置机动重定向到期望最终状态，所述重定向控制器被配置成基于所述初始状态、所述期望最终状态、和预定的路径和端点约束的集合来确定常平架角速率矢量的集合，并且基于所述常平架角速率矢量的集合为所述混合控制力矩陀螺仪产生重定向命令，其中所述预定的路径和端点约束的集合被选择以避免发生控制力矩陀螺仪致动器奇点和反作用轮致动器奇点，并且确保所述混合控制力矩陀螺仪将以能够通过使用所述反作用轮致动器执行所述安置机动的配置来完成转动机动。

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】2015.06.02 US 62/169,736;2015.12.23 US 62/387,1881.一种用于卫星的卫星姿态控制系统，所述卫星姿态控制系统包括：四个混合控制力矩陀螺仪，所述四个混合控制力矩陀螺仪布置成椎体配置，每个混合控制力矩陀螺仪包括控制力矩陀螺仪致动器和反作用轮致动器；以及重定向控制器，所述重定向控制器用于使用路径和端点约束的时间最优控制将所述卫星从初始状态通过期望的转动和安置机动重定向到期望最终状态，所述重定向控制器被配置成基于所述初始状态、所述期望最终状态、和预定的路径和端点约束的集合来确定常平架角速率矢量的集合，并且基于所述常平架角速率矢量的集合为所述混合控制力矩陀螺仪产生重定向命令，其中所述预定的路径和端点约束的集合被选择以避免发生控制力矩陀螺仪致动器奇点和反作用轮致动器奇点，并且确保所述混合控制力矩陀螺仪将以能够通过使用所述反作用轮致动器执行所述安置机动的配置来完成转动机动。2.根据权利要求1所述的卫星姿态控制系统，其中，每个混合控制力矩陀螺仪k的所述常平架角受端点约束的约束：CLE≤|sin(δk(tf))|≥CUE其中，CLE是下界，CUE是上界。3.根据权利要求2所述的卫星姿态控制系统，其中，在所述转动机动结束时的所述常平架角被限制在10度与20度之间，并且其中，CLE＝sin(10°)，并且CUE＝sin(20°)。4.根据权利要求1所述的卫星姿态控制系统，其中，所述重定向控制器包括：PEC-TOC控制问题公式化器，所述PEC-TOC控制问题公式化器被配置成基于所述初始状态、所述期望最终状态、和所述预定的路径和端点约束的集合来公式化控制问题；PEC-TOC控制问题求解器，所述PEC-TOC控制问题求解器被配置成对公式化的控制问题进行求解以确定所述常平架角速率矢量的集合；以及转向控制器，所述转向控制器被配置成基于所述常平架角速率矢量的集合来产生所述重定向命令。5.根据权利要求4所述的卫星姿态控制系统，其中，所述PEC-TOC控制问题求解器包括嵌入式优化器，所述嵌入式优化器被配置成使用以下中的一个作为所述初始状态：来自先前控制问题解的最终状态信息；具有相似开始和结束条件的先前转动分布；或者来自包含预先计算出的初始化状态的集合的查找表的信息。6.根据权利要求1所述的卫星姿态控制系统，其中，所述重定向控制器进一步被配置成：确定用于控制所述反作用轮致动器的飞轮旋转速率以便在不使用外部致动器的情况下在转动期间执行动量管理的反作用轮角速率矢量的集合，并且基于所述常平架角速率矢量的集合和所述反作用轮角速率矢量的集合来产生所述重定向命令。7.根据权利要求6所述的卫星姿态控制系统，其中，每个混合控制力矩陀螺仪k的所述飞轮加速度被公式化为对期望的最终飞轮旋转速率的约束，并且被建模为：其中，τRW是所述反作用轮致动器的马达时间常数，并且uRW是所述反作用轮致动器的加速度。8.一种重定向控制器，所述重定向控制器用于使用路径和端点约束的时间最优控制将卫星从初始状态通过期望的转动和安置机动重定向到期望最终状态，所述卫星具有布置成椎体配置的四个混合控制力矩陀螺仪，每个混合控制力矩陀螺仪包括控制力矩陀螺仪致动器和反作用轮致动器，所述重定向控制器包括：PEC-TOC控制问题公式化器，所述PEC-TOC控制问题公式化器被配置成基于所述初始状态、所述期望最终状态、和预定的路径和端点约束的集合来公式化控制问题，其中所述预定的路径和端点约束的集合被选择以避免发生控制力矩陀螺仪致动器奇点和反作用轮致动器奇点并且确保混合控制力矩陀螺仪将以能够通过使用所述反作用轮致动器执行所述安置机动的配置来完成转动机动；以及PEC-TOC控制问题求解器，所述PEC-TOC控制问题求解器被配置成对公式化的控制问题进行求解以确定所述混合控制力矩陀螺仪的常平架角速率矢量的集合。9.根据权利要求8所述的重定向控制器，进一步包括：转向控制器，所述转向控制器被配置成基于所述常平架角速率矢量的集合来产生用于所述混合控制力矩陀螺仪的重定向命令。10.根据权利要求8所述的重...

【专利技术属性】
技术研发人员：林承英，谢默斯·图伊，丹尼尔·迪奥纳，劳伦特·杜谢恩，路易斯·布雷杰，
申请(专利权)人：查尔斯斯塔克德雷珀实验室有限公司，
类型：发明
国别省市：美国,US