一种航天器三超控制可变包络操纵律设计方法技术

本发明专利技术一种航天器三超控制可变包络操纵律设计方法，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群安装倾角固定不变，难以充分利用控制力矩陀螺群角动量包络。针对此，设计一种航天器三超控制可变包络操纵律设计方法。在原有控制力矩陀螺群安装构型固定的基础上，引入安装倾角这一控制变量，提升了航天器敏捷机动能力；在原有的低速框架一个自由度避奇异的基础上增加安装倾角，构成两个自由度避奇异，实现低速框架快速脱离奇异。分析结果表明，安装倾角可变时，航天器敏捷机动的最大角速度由2.83(°/s)提升到3.2(°/s)，进一步提高航天器敏捷机动性能。

【技术实现步骤摘要】
一种航天器三超控制可变包络操纵律设计方法
本专利技术涉及一种航天器三超控制可变包络操纵律设计方法，属于航天器控制领域。
技术介绍
近年来，以甚高分辨率对地观测为代表航天任务对航天器快速敏捷机动与机动到位后的高精度的稳态控制提出了需求。这要求执行机构具备大力矩输出能力以及灵活改变角动量包络的能力。现有的控制力矩陀螺在安装构型确定后，其安装倾角固定不变。这不利于执行机构灵活改变整个角动量包络，以满足航天器不同的敏捷机动要求。现有的控制力矩陀螺固定倾角安装以及其角动量分析方法存在以下不足：1、难以进一步提高航天器敏捷机动性能现有的航天器的姿态控制系统中，控制力矩陀螺都采用固定倾角安装。一旦安装倾角固定，整个控制力矩陀螺群的角动量外包络已固定。此时的角动量包络是在综合考虑航天器各个轴敏捷机动要求下的折衷，一定程度下限制了控制力矩陀螺群的角动量外包络。而控制力矩陀螺群的角动量外包络直接决定了航天器敏捷机动的最大角速度。2、无法满足航天器多种敏捷机动的需求现有的固定倾角安装的控制力矩陀螺群，其角动量包络更接近于球体，以实现航天器三轴相等的姿态机动能力。但是，在轨航天器的姿态敏捷机动需求多种多样，例如某些工况下，航天器需要提高滚动轴的敏捷机动能力，而对其余两轴的姿态机动能力要求不高。此时固定倾角安装的控制力矩陀螺群难以满足航天器多种敏捷机动的需求。3、无法实现控制力矩陀螺低速框架的快速避奇异现有的固定倾角安装的控制力矩陀螺群操纵律设计中，当控制力矩陀螺低速框架接近奇异状态时，仅能通过低速框架一个自由度进行有效避奇异，虽然高速转子也能参与低速框架避奇异，但是其效率比较低，难以实现控制力矩陀螺低速框架的快速避奇异。
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，提出了一种航天器三超控制可变包络操纵律设计方法，通过分析控制力矩陀螺整个角动量包络与框架角和安装倾角之间的关系，为控制力矩陀螺群的操纵律设计与快速避奇异提供技术支持。本专利技术的技术解决方案是：一种航天器三超控制可变包络操纵律设计方法，其特征在于，包括如下步骤：(1)将N个控制力矩陀螺群(CMGs)呈正N棱锥安装，其安装倾角为β。(2)建立N个控制力矩陀螺群(CMGs)的合成角动量h的模型；(3)根据步骤(2)N个控制力矩陀螺群(CMGs)的合成角动量h的模型，建立安装倾角可变的控制力矩陀螺群动力学模型；(4)根据步骤(3)安装倾角可变的控制力矩陀螺群动力学模型，确定考虑安装倾角、框架转速、转子转速时的控制力矩陀螺群指令操纵律xT；(5)设计框架角与转子转速标称状态的零运动操纵律xN1、设计框架角与转子转速共同避奇异的零运动操纵律xN2、设计框架角与安装倾角共同避奇异的零运动操纵律xN3；(6)将设计框架角与转子转速标称状态的零运动操纵律xN1、设计框架角与转子转速共同避奇异的零运动操纵律xN2、设计框架角与安装倾角共同避奇异的零运动操纵律xN3，结合考虑安装倾角、框架转速、转子转速时的控制力矩陀螺群指令操纵律xT，得到N个控制力矩陀螺群(CMGs)的总的操纵律，以控制航天器的控制力矩陀螺。优选的，综合控制力矩陀螺布局以及冗余的约束条件，控制力矩陀螺布局的数目N取2、3、4、5或者6。优选的，安装倾角，是指正N楞锥的每个楞与正N楞锥底面的夹角。优选的，N个控制力矩陀螺群呈正N楞锥安装在航天器上。优选的，N大于等于2。优选的，步骤(2)建立N个控制力矩陀螺群(CMGs)的合成角动量h的模型为：其中，Hi表示第i个控制力矩陀螺角动量在航天器本体系下的三轴投影，cβ＝cos(β)，sβ＝sin(β)，cδi＝cos(δi)，sδi＝sin(δi)，i＝1,2,…,N；δ＝[δ1，δ2，…，δN]T为控制力矩陀螺群框架角矢量阵；δi为第i个控制力矩陀螺的框架角；h0为每个控制力矩陀螺的标称角动量；Ω＝[Ω1，Ω2，…，ΩN]T为控制力矩陀螺群(CMGs)的转子转速矢量阵；Ωi为第i个控制力矩陀螺转子转速；Isw＝[Isw1，Isw2，…，IswN]T为控制力矩陀螺转子惯量矢量阵。Iswi为第i个控制力矩陀螺转子惯量，其中角动量分配阵As为优选的，步骤(3)根据步骤(2)N个控制力矩陀螺群(CMGs)的合成角动量h的模型，建立安装倾角可变的控制力矩陀螺群动力学模型为式中，C(δ,Ω)＝AtIsw[Ω]d，[Ω]d＝diag(Ω)为控制力矩陀螺群的转子转速对角阵，C(δ,Ω)简写为C；D(δ)＝AsIsw，为控制力矩陀螺群的框架角速度矢量，D(δ)简写为D；为控制力矩陀螺群的转子加速度矢量。矩阵At可表示为控制力矩陀螺群安装倾角的分配阵E(β,δ)可表示为：E(β,δ)简写为E。优选的，(5)采用高斯函数对框架角力矩分配系数Wg0、转子权重分配系数Wsi、以及低速框架与安装倾角力矩分配系数Wβ进行设计。优选的，N个控制力矩陀螺群(CMGs)为安装倾角可变的控制力矩陀螺群优选的，步骤(6)中N个控制力矩陀螺群(CMGs)的总的操纵律x为：x＝xT+xN1+xN2+xN3。本专利技术与现有技术相比的优点在于：(1)现有的控制力矩陀螺都采用固定倾角安装，整个控制力矩陀螺群的角动量外包络固定。此时的角动量包络是在综合考虑航天器各个轴敏捷机动要求下的折衷，一定程度下限制了航天器敏捷机动的最大角速度，本专利技术进一步提高航天器敏捷机动性能。(2)本专利技术提出的一种航天器三超控制可变包络操纵律设计方法，通过操纵安装倾角、低速框架、高速转子等多变量，实现航天器滚动、俯仰、偏航三轴最大机动角速度由2.56(°/s)，2.13(°/s)，2.83(°/s)提升到2.75(°/s)，2.29(°/s)，3.2(°/s)，进一步提高航天器敏捷机动性能。(3)现有的固定倾角安装的控制力矩陀螺群，其角动量包络更接近于球体，以实现航天器三轴相等的姿态机动能力，难以满足航天器多种敏捷机动的需求，本专利技术能够满足航天器多种敏捷机动的需求。(4)本专利技术提出的一种航天器三超控制可变包络操纵律设计方法，能够通过安装倾角控制，动态实时调整控制力矩陀螺群角动量包络，即能够实现由接近于球体的角动量向椭球角动量包络甚至扁球形的角动量包络改变，通过动态实时调节安装构型倾角和低速框架角度，以满足航天器多种敏捷机动的需求。(5)本专利技术能够实现2个控制力矩陀螺下航天器三轴敏捷机动能力，现有航天器控制力矩陀螺群一般要求航天器具有4-6个控制力矩陀螺，才能实现航天器具有三轴敏捷机动能力。本专利技术提出的一种航天器“三超”控制可变包络操纵律设计方法，能够通过调节构型倾角，实现2个控制力矩陀螺下的航天器三轴敏捷机动控制能力。为现有控制力矩陀螺群某个或者某几个控制力矩陀螺故障下，依然实现航天器具备三轴敏捷机动能力提供可靠的技术途径。(6)本专利技术实现了控制力矩陀螺低速框架的本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种航天器三超控制可变包络操纵律设计方法，其特征在于，包括如下步骤：/n(1)将N个控制力矩陀螺群(CMGs)呈正N棱锥安装，其安装倾角为β；/n(2)建立N个控制力矩陀螺群(CMGs)的合成角动量h的模型；/n(3)根据步骤(2)N个控制力矩陀螺群(CMGs)的合成角动量h的模型，建立安装倾角可变的控制力矩陀螺群动力学模型；/n(4)根据步骤(3)安装倾角可变的控制力矩陀螺群动力学模型，确定考虑安装倾角、框架转速、转子转速时的控制力矩陀螺群指令操纵律x

【技术特征摘要】
1.一种航天器三超控制可变包络操纵律设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
(1)将N个控制力矩陀螺群(CMGs)呈正N棱锥安装，其安装倾角为β；
(2)建立N个控制力矩陀螺群(CMGs)的合成角动量h的模型；
(3)根据步骤(2)N个控制力矩陀螺群(CMGs)的合成角动量h的模型，建立安装倾角可变的控制力矩陀螺群动力学模型；
(4)根据步骤(3)安装倾角可变的控制力矩陀螺群动力学模型，确定考虑安装倾角、框架转速、转子转速时的控制力矩陀螺群指令操纵律xT；
(5)设计框架角与转子转速标称状态的零运动操纵律xN1、设计框架角与转子转速共同避奇异的零运动操纵律xN2、设计框架角与安装倾角共同避奇异的零运动操纵律xN3；
(6)将设计框架角与转子转速标称状态的零运动操纵律xN1、设计框架角与转子转速共同避奇异的零运动操纵律xN2、设计框架角与安装倾角共同避奇异的零运动操纵律xN3，结合考虑安装倾角、框架转速、转子转速时的控制力矩陀螺群指令操纵律xT，得到N个控制力矩陀螺群(CMGs)的总的操纵律，以控制航天器的陀螺。


2.根据权利要求1所述的一种航天器三超控制可变包络操纵律设计方法，其特征在于：综合控制力矩陀螺布局以及冗余的约束条件，控制力矩陀螺布局的数目N取2、3、4、5或者6。


3.根据权利要求1所述的一种航天器三超控制可变包络操纵律设计方法，其特征在于：安装倾角β，是指正N楞锥的每个楞与正N楞锥底面的夹角。


4.根据权利要求1所述的一种航天器三超控制可变包络操纵律设计方法，其特征在于：N个控制力矩陀螺群呈正N楞锥安装在航天器上。


5.根据权利要求1所述的一种航天器三超控制可变包络操纵律设计方法，其特征在于：N大于等于2。


6.根据权利要求1所述的一种航天器三超控制可变包络操纵律设计方法，其特征在于：步骤(2)建立N个控制力矩陀螺群(CMGs)的合成角动量h的模型为：



其中，Hi表示第...

【专利技术属性】
技术研发人员：王有懿，姚宁，袁利，汤亮，关新，宗红，郭子熙，郝仁剑，冯骁，张科备，刘昊，龚立纲，
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