一种考虑混合执行机构切换的航天器姿态动态控制分配方法组成比例

一种考虑混合执行机构切换的航天器姿态动态控制分配方法，包括以下步骤：首先，建立采用由单框架控制力矩陀螺和反作用飞轮组成的混合执行机构的航天器姿态控制系统模型；然后，设计姿态控制系统的控制律，保证系统的稳定性；之后，设计控制分配方法的优化目标函数，并设计能够实现执行机构切换的切换参数；最后，基于拉格朗日乘子法和李雅普诺夫函数的方法设计了动态控制分配方法，该方法可以实现混合执行机构的平稳切换，提高航天器姿态机动时的快速性和姿态定向时的准确性和稳定性，可以较大的提高的计算效率。

【技术实现步骤摘要】
一种考虑混合执行机构切换的航天器姿态动态控制分配方法
本专利技术涉及航天器姿态控制
,主要应用于航天器姿态从快速机动运动变为姿态定向过程中实现执行机构的平稳切换，并且能够考虑执行机构约束和单框架控制力矩陀螺奇异问题,具体涉及一种考虑混合执行机构切换的航天器姿态动态控制分配方法。
技术介绍
随着科学技术的发展，航天器在太空中的任务也越来越多样化。执行机构是否正常工作将直接决定航天器姿态控制能否正常运行，所以执行机构通常进行冗余配置。这时就需要采用控制分配算法将控制器设计的控制指令合理有效的分配到冗余的执行机构上。根据是否采用优化的思想可以将目前的控制分配方法分为非优化法和优化法。优化法利用数学知识，把控制分配问题转换成一个待优化的目标函数进行求解。在轨航天器被期望能够实现姿态的快速机动来应对多种不同的执行任务。可以采用混合执行机构来保证既能够实现姿态的快速机动又能够保证姿态的准确定向，而混合执行机构可以由反作用飞轮(RW)和单框架控制力矩陀螺(SGCMG)组成。对于一个具有较大质量的航天器来说，如果进行姿态的快速机动，则需要执行机构提供较大的控制力矩。SGCMG相对于RW来说，可以提供较大的控制力矩，但是SGCMG通常具有较低的力矩分辨率会导致航天器姿态定向时的精确度降低；反作用飞轮可以提供精确的控制力矩，但是通常反作用飞轮能够提供的力矩比较小，难以满足航天器快速机动的要求。
技术实现思路
本专利技术的目的在于克服现有技术的不足，提供一种考虑混合执行机构切换的航天器姿态动态控制分配方法，由于在航天器姿态控制任务中，既需要执行机构提供较大的力矩进行航天器姿态快速机动，又需要执行机构提供较小但准确的控制力矩实现姿态定向，采用SGCMG和RW组成的混合执行机构，并设计了控制分配算法的优化目标函数，优化目标函数中设计了实现执行机构切换的切换参数，使得在航天器需要进行姿态快速机动时主要由SGCMG提供控制力矩，在需要进行姿态定向时主要由RW提供控制力矩。此外，优化目标函数中还考虑了执行机构的约束和SGCMG的奇异问题。最后，通过使用拉格朗日乘子法和李雅普诺夫函数的方法，将基于优化的控制分配算法转化为动态控制分配算法，能够有效的减小系统的计算量。本专利技术提供一种考虑混合执行机构切换的航天器姿态动态控制分配方法，包括以下步骤：(1)基于航天器姿态运动学与动力学模型建立采用混合执行机构的航天器姿态控制系统模型；(2)基于步骤(1)建立的航天器姿态控制系统模型，设计航天器姿态控制系统的控制律，保证整个航天器姿态控制系统的稳定性；(3)考虑反作用飞轮RW和单框架控制力矩陀螺SGCMG的执行机构约束，以及单框架控制力矩陀螺SGCMG的奇异问题，设计控制分配算法的优化目标函数，并设计能够实现执行机构切换的切换参数；(4)基于步骤(3)建立的优化目标函数，根据拉格朗日乘子法和李雅普诺夫函数的方法，得到了动态控制分配方法。其中，步骤(1)中建立的航天器姿态运动学模型如下：姿态四元素[q0,qvT]T∈R4表示航天器本体相对于惯性坐标系I的姿态；qv＝[q1q2q3]T是姿态四元素的向量部分，并且ex、ey、ez表示航天器转动的欧拉轴上的单位向量e在惯性坐标系三个坐标轴上的分量，φ表示航天器绕欧拉轴转过的角度；q0是姿态四元素的标量部分，并且向量部分qv与标量部分q0满足方程ω＝[ω1ω2ω3]T∈R3是航天器本体相对于惯性坐标系I的角速度，ω1、ω2、ω3分别为卫星的横滚角速度、偏航角速度以及俯仰角速度；其中qv×表示一类关于航天器姿态四元素向量部分的斜对称矩阵，把两个向量的向量积运算转化为矩阵与向量的乘积运算，其具有如下形式：航天器姿态的动力学模型如下所示：其中，J表示航天器的转动惯量矩阵，并且是3×3的正定对称矩阵；h∈R3是航天器的总角动量，并表示在体坐标系B的三个轴上，总角动量由航天器本体角动量Jω、控制力矩陀螺角动量AwIwΩ和飞轮角动量ArwIrwΩrw三部分组成，所以h＝Jω+AwIwΩ+ArwIrwΩrw；Aw∈R3×m和At∈R3×m是SGCMG的安装矩阵，m是SGCMG的个数，Aw的列向量是由m个SGCMG框架轴方向上的单位向量构成，At的列向量是由m个SGCMG框架横向轴上的单位向量构成，Arw∈R3×n是RW的安装矩阵，n是RW的个数；安装矩阵Aw和At的值取决于SGCMG框架转过的角度γ＝[γ1,γ2…γm]T，其中γi，i＝1,2,…,m，表示第i个SGCMG的框架转过的角度，并且Aw＝Aw0[Cosγ]d+At0[Sinγ]d，At＝At0[Cosγ]d-Aw0[Sinγ]d，Aw0和At0表示SGCMG的安装矩阵在γ＝[0,0,…,0]T∈Rm时的取值；[Cosγ]d表示以向量Cosγ的元素为对角线元素的对角矩阵，[Sinγ]d表示以向量Sinγ的元素为对角线元素的对角矩阵；其中Sin(γ)＝[sin(γ1),sin(γ2),…,sin(γm)]T，Cos(γ)＝[cos(γ1),cos(γ2),…,cos(γm)]T；Iw∈Rm×m是对角矩阵，对角线元素是由m个相同的SGCMG的转动惯量构成，Irw∈Rn×n也是对角矩阵，对角线元素是由n个相通的RW的转动惯量构成；Ω＝[Ω1,Ω2...Ωm]T表示SGCMG转子的角速度，Ωi，i＝1,2,…,m，表示第i个SGCMG转子的角速度；Ωrw∈Rn表示飞轮转子的角速度，Ωrw,i，i＝1,2,…,m，表示第i个飞轮转子的角速度；Ωd表示以向量Ω的元素为对角线元素的对角矩阵；表示γ的变化率，是SGCMG框架的转动角速度，则表示第i个SGCMG的框架的转动角速度；urw∈Rn是RW输出的控制力矩，urw,i，i＝1,2,…,n，则表示第i个RW输出的控制力矩；ω×是关于航天器角速度的一类斜对称矩阵，可以把两个向量的向量积运算转化为矩阵与向量的乘积运算，其形式如下：其中，步骤(2)中，姿态控制系统的控制律如下：τdesign是控制律设计的力矩，其中μ、ρ、σ、γk是控制律参数且是大于零的常数；k是一个变化的控制律参数，其变化率为取k在零时刻的值则显然可知并且当k趋近于零时，也趋近于零，所以k是一个递减但始终大于零的数；tanh(·)是双曲正切函数，对于某个n维向量x＝[x1,x2,…,xn]T，Tanh(x)＝[tanh(x1),tanh(x2),...,tanh(xn)]T。其中，步骤(3)中基于优化的控制分配算法的优化目标函数如下所示：J(u,γ)＝J1+J2+J3其中：其中定义是需要求得的控制分配的输出，也是传递给执行机构的控制信号；η是用来实现在SGCMG和RW两种执行机构间切换的切换参数；因为SGCMG的控制信号是期望转速，而RW的控制信号是期望力矩，所以用a来将两种执行机构的控制信号和urw的单位统一化，并且a＝(AtIw)2；Im是一个m阶的单位阵，In是一个n阶的单位阵；ucmg,max和-ucmg,max表示SGCMG框架转速的上限和下限；urw,max和-urw,max表示RW输出力矩的上限和下限；det(·)表示取方阵的行列式；优化目标函数J由三部分组成，J1表示执行机构消耗能量的估计；J2用来把执行机构SGCMG和RW的不等式约本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种考虑混合执行机构切换的航天器姿态动态控制分配方法，其特征在于，包括以下步骤：(1)基于航天器姿态运动学与动力学模型建立采用混合执行机构的航天器姿态控制系统模型；(2)基于步骤(1)建立的航天器姿态控制系统模型，设计航天器姿态控制系统的控制律，保证整个航天器姿态控制系统的稳定性；(3)考虑反作用飞轮RW和单框架控制力矩陀螺SGCMG的执行机构约束，以及单框架控制力矩陀螺SGCMG的奇异问题，设计控制分配算法的优化目标函数，并设计能够实现执行机构切换的切换参数；(4)基于步骤(3)建立的优化目标函数，根据拉格朗日乘子法和李雅普诺夫函数的方法，得到了动态控制分配方法。

【技术特征摘要】
1.一种考虑混合执行机构切换的航天器姿态动态控制分配方法，其特征在于，包括以下步骤：(1)基于航天器姿态运动学与动力学模型建立采用混合执行机构的航天器姿态控制系统模型；(2)基于步骤(1)建立的航天器姿态控制系统模型，设计航天器姿态控制系统的控制律，保证整个航天器姿态控制系统的稳定性；(3)考虑反作用飞轮RW和单框架控制力矩陀螺SGCMG的执行机构约束，以及单框架控制力矩陀螺SGCMG的奇异问题，设计控制分配算法的优化目标函数，并设计能够实现执行机构切换的切换参数；(4)基于步骤(3)建立的优化目标函数，根据拉格朗日乘子法和李雅普诺夫函数的方法，得到了动态控制分配方法。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：步骤(1)中建立的航天器姿态运动学模型如下：姿态四元素[q0,qvT]T∈R4表示航天器本体相对于惯性坐标系I的姿态；qv＝[q1q2q3]T是姿态四元素的向量部分，并且ex、ey、ez表示航天器转动的欧拉轴上的单位向量e在惯性坐标系三个坐标轴上的分量，φ表示航天器绕欧拉轴转过的角度，q0是姿态四元素的标量部分，并且向量部分qv与标量部分q0满足方程ω＝[ω1ω2ω3]T∈R3是航天器本体相对于惯性坐标系I的角速度，ω1，ω2，ω3分别为卫星的横滚角速度、偏航角速度以及俯仰角速度；其中qv×表示一类关于航天器姿态四元素向量部分的斜对称矩阵，把两个向量的向量积运算转化为矩阵与向量的乘积运算，其具有如下形式：航天器姿态的动力学模型如下所示：其中，J表示航天器的转动惯量矩阵，并且是3×3的正定对称矩阵；h∈R3是航天器的总角动量，并表示在体坐标系B的三个轴上，总角动量由航天器本体角动量Jω、控制力矩陀螺角动量AwIwΩ和飞轮角动量ArwIrwΩrw三部分组成，所以h＝Jω+AwIwΩ+ArwIrwΩrw；Aw∈R3×m和At∈R3×m是SGCMG的安装矩阵，m是SGCMG的个数，Aw的列向量是由m个SGCMG框架轴方向上的单位向量构成，At的列向量是由m个SGCMG框架横向轴上的单位向量构成，Arw∈R3×n是RW的安装矩阵，n是RW的个数；安装矩阵Aw和At的值取决于SGCMG框架转过的角度γ＝[γ1,γ2…γm]T，其中γi，i＝1,2,…,m，表示第i个SGCMG的框架转过的角度，并且Aw＝Aw0[Cosγ]d+At0[Sinγ]d，At＝At0[Cosγ]d-Aw0[Sinγ]d，Aw0和At0表示SGCMG的安装矩阵在γ＝[0,0,…,0]T∈Rm时的取值；[Cosγ]d表示以向量Cosγ的元素为对角线元素的对角矩阵，[Sinγ]d表示以向量Sinγ的元素为对角线元素的对角矩阵；其中Sin(γ)＝[sin(γ1),sin(γ2),…,sin(γm)]T，Cos(γ)＝[cos(γ1),cos(γ2),…,cos(γm)]T；Iw∈Rm×m是对角矩阵，对角线元素是由m个相同的SGCMG的转动惯量构成，Irw∈Rn×n也是对角矩阵，对角线元素是由n个相通的RW的转动惯量构成；Ω＝[Ω1,Ω2...Ωm]T表示SGCMG转子的角速度，Ωi，i＝1,2,…,m，表示第i个SGCMG转子的角速度；Ωrw∈Rn表示飞轮转子的角速度，Ωrw,i，i＝1,2,…,m，表示第i个飞轮转子的角速度；Ωd表示以向量Ω的元素为对角线元素的对角矩...

【专利技术属性】
技术研发人员：胡庆雷，刘振东，谈笑，郭雷，王陈亮，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京,11