一种带有前馈补偿的新型CMG操纵律设计方法，属于航天器控制领域。航天器GNC模块在每个控制周期内不仅计算各个CMG的框架角速度指令，而且计算由于星体角速度影响而施加在各个CMG框架轴的陀螺力矩，将这两部分同时提供给CMG单机，用于确定控制律。与现有技术相比，本发明专利技术给出的方法利用陀螺力矩的信息，对CMG单机进行前馈补偿，从而放宽对星体角速度的约束，解决星体角速度较大时出现的CMG失速问题。解决星体角速度较大时出现的CMG失速问题。解决星体角速度较大时出现的CMG失速问题。
【技术实现步骤摘要】
一种带有前馈补偿的新型CMG操纵律设计方法
[0001]本专利技术涉及一种带有前馈补偿的新型CMG操纵律设计方法，属于航天器控制领域。
技术介绍
[0002]由于CMG的输出力矩较大，大型组合体航天器如空间站通常将CMG作为长期运行的执行部件。现有的CMG操纵律设计方法是：根据CMG群期望的三轴输出力矩，反解出各个CMG的框架角速度指令，然后各个CMG去跟踪各自的框架角速度指令。
技术实现思路
[0003]本专利技术要解决的技术问题是：当CMG跟踪其框架角速度指令时，如果星体的角速度较大，导致星体角速度在CMG框架轴上产生的陀螺力矩大于施加在CMG上的驱动力矩且反向时，无法实现跟踪，即发现了CMG失速现象。CMG失速现象的存在，使得CMG单机需要对星体的角速度施加苛刻的约束，这在很大程度上削弱了平台的功能。本专利技术在发现CMG失速现象的基础上，克服现有技术的不足，提供了一种带有前馈补偿的新型CMG操纵律设计方法。航天器GNC模块不仅计算各个CMG的框架角速度指令，而且计算由于星体角速度影响而施加在各个CMG框架轴的陀螺力矩，将这两部分同时提供给CMG单机，用于确定控制律。与现有技术相比，本专利技术给出的方法利用陀螺力矩的信息，对CMG单机进行前馈补偿，从而放宽对星体角速度的约束，解决星体角速度较大时出现的CMG失速问题。
[0004]本专利技术目的通过以下技术方案予以实现：
[0005]一种带有前馈补偿的新型CMG操纵律设计方法，包括如下步骤：
[0006]S1、在每个GNC控制周期内，基于GNC计算的姿态控制力矩T
cmgc
，确定CMG群的框架角速度指令；
[0007]S2、在每个GNC控制周期内，计算星体角速度在每个CMG单机的框架轴上的陀螺力矩；
[0008]S3、CMG单机根据S2中所述的陀螺力矩确定控制律，用于跟踪S1中所述的框架角速度指令。
[0009]上述带有前馈补偿的新型CMG操纵律设计方法，优选的，所述确定CMG群的框架角速度指令的方法为：
[0010][0011]式中，
[0012][0013]其中，h0为CMG的标称角动量大小，δ＝(δ1,δ2,
…
,δ
n
)
T
为CMG群的框架角，T
cmgc
为姿态控制力矩，A和B均为3
×
n矩阵，其中A矩阵的第i列为第i个CMG框架角为90度时CMG角动量
在航天器本体系的方位，B矩阵的第i列为第i个CMG框架角为0度时CMG角动量在航天器本体系的方位。
[0014]上述带有前馈补偿的新型CMG操纵律设计方法，优选的，计算星体角速度在第i个CMG单机的框架轴上的陀螺力矩的方法为：
[0015][0016]其中，ω为星体角速度，h
i
为第i个CMG当前时刻的角动量，g
i
为第i个CMG的框架轴方向。
[0017]一种带有前馈补偿的新型CMG操纵律确定装置，包括框架角速度指令确定模块、陀螺力矩确定模块、控制律确定模块；
[0018]所述框架角速度指令确定模块用于在每个GNC控制周期内，基于GNC计算的姿态控制力矩T
cmgc
，确定CMG群的框架角速度指令；
[0019]所述陀螺力矩确定模块用于在每个GNC控制周期内，计算星体角速度在每个CMG单机的框架轴上的陀螺力矩；
[0020]所述控制律确定模块根据所述陀螺力矩确定控制律，用于跟踪所述框架角速度指令。
[0021]上述带有前馈补偿的新型CMG操纵律确定装置，优选的，所述确定CMG群的框架角速度指令的方法为：
[0022][0023]式中，
[0024][0025]其中，h0为CMG的标称角动量大小，δ＝(δ1,δ2,
…
,δ
n
)
T
为CMG群的框架角，T
cmgc
为姿态控制力矩，A和B均为3
×
n矩阵，其中A矩阵的第i列为第i个CMG框架角为90度时CMG角动量在航天器本体系的方位，B矩阵的第i列为第i个CMG框架角为0度时CMG角动量在航天器本体系的方位。
[0026]上述带有前馈补偿的新型CMG操纵律确定装置，优选的，计算星体角速度在第i个CMG单机的框架轴上的陀螺力矩的方法为：
[0027][0028]其中，ω为星体角速度，h
i
为第i个CMG当前时刻的角动量，g
i
为第i个CMG的框架轴方向。
[0029]本专利技术相比于现有技术具有如下有益效果：
[0030](1)本专利技术发现了当星体的角速度较大时，会出现无法跟踪GNC给出的框架角速度指令的情况，也即发现了CMG失速问题；
[0031](2)本专利技术方法不仅解算出各个CMG的框架角速度指令，同时计算出由于星体角速度影响而施加在各个CMG框架轴的陀螺力矩，并将陀螺力矩作为前馈补偿量，解决了CMG失
速问题；
[0032](3)本专利技术方法突破了CMG单机对星体的角速度施加苛刻的约束条件，大幅提升了平台的能力；
[0033](4)相比现有技术方案中仅提供框架角速度指令，本专利技术方法提出需要将各CMG框架轴受到的陀螺力矩也提供给CMG单机，是现有技术方案的一大改良，该方法普遍适用于采用CMG控制的各类卫星。
附图说明
[0034]图1为本专利技术实施例1方法的流程框图。
具体实施方式
[0035]为使本专利技术的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本专利技术的实施方式作进一步详细描述。
[0036]一种带有前馈补偿的新型CMG操纵律设计方法，包括如下步骤：
[0037]S1、在每个GNC控制周期内，基于GNC计算的姿态控制力矩T
cmgc
，确定CMG群的框架角速度指令；
[0038]S2、在每个GNC控制周期内，计算星体角速度在每个CMG单机的框架轴上的陀螺力矩；
[0039]S3、CMG单机根据S2中所述的陀螺力矩确定控制律，用于跟踪S1中所述的框架角速度指令。
[0040]一种带有前馈补偿的新型CMG操纵律确定装置，包括框架角速度指令确定模块、陀螺力矩确定模块、控制律确定模块；
[0041]所述框架角速度指令确定模块用于在每个GNC控制周期内，基于GNC计算的姿态控制力矩T
cmgc
，确定CMG群的框架角速度指令；
[0042]所述陀螺力矩确定模块用于在每个GNC控制周期内，计算星体角速度在每个CMG单机的框架轴上的陀螺力矩；
[0043]所述控制律确定模块根据所述陀螺力矩确定控制律，用于跟踪所述框架角速度指令。
[0044]作为本专利技术的一种优选方案，所述确定CMG群的框架角速度指令的方法为：
[0045][0046]式中，
[0047][0048]其中，本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种带有前馈补偿的新型CMG操纵律设计方法，其特征在于，包括如下步骤：S1、在每个GNC控制周期内，基于GNC计算的姿态控制力矩T
cmgc
，确定CMG群的框架角速度指令；S2、在每个GNC控制周期内，计算星体角速度在每个CMG单机的框架轴上的陀螺力矩；S3、CMG单机根据S2中所述的陀螺力矩确定控制律，用于跟踪S1中所述的框架角速度指令。2.根据权利要求1所述的一种带有前馈补偿的新型CMG操纵律设计方法，其特征在于，所述确定CMG群的框架角速度指令的方法为：式中，其中，h0为CMG的标称角动量大小，δ＝(δ1,δ2,
…
,δ
n
)
T
为CMG群的框架角，T
cmgc
为姿态控制力矩，A和B均为3
×
n矩阵，其中A矩阵的第i列为第i个CMG框架角为90度时CMG角动量在航天器本体系的方位，B矩阵的第i列为第i个CMG框架角为0度时CMG角动量在航天器本体系的方位。3.根据权利要求1所述的一种带有前馈补偿的新型CMG操纵律设计方法，其特征在于，计算星体角速度在第i个CMG单机的框架轴上的陀螺力矩的方法为：其中，ω为星体角速度，h
i
为第i个CMG当前时刻的角动量，g
i
为第i个CMG的框架轴方向。4.一种带有前馈补偿的新型CMG操纵律确定装置，其特...
【专利技术属性】
技术研发人员：李公军，张军，张锦江，罗谷清，张志方，刘成瑞，林瀚峥，张国琪，刘文静，张一，
申请(专利权)人：北京控制工程研究所，
类型：发明
国别省市：
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