使用两个单框架控制力矩陀螺的航天器姿态机动控制方法技术

一种使用两个单框架控制力矩陀螺的航天器姿态机动控制方法，包括三个控制阶段：阶段一是陀螺初始奇异规避阶段，它由陀螺奇异判断逻辑和陀螺奇异脱离控制器组成，它使两个单框架控制力矩陀螺脱离在控制起始时刻可能出现的内、外奇异，然后进入阶段二的控制；阶段二是误差姿态收敛阶段，它由误差姿态收敛控制器组成，旨在使航天器的姿态误差收敛到指定的姿态误差阈值以内，从而进入阶段三的控制；阶段三是稳态控制阶段，由稳态控制器组成，旨在使姿态误差进一步收敛，并保证框架指令转速平稳的收敛到零。本发明专利技术可用于航天器中控制力矩陀螺群部分失效的情况，也可用于仅安装两个平行单框架控制力矩陀螺的航天器的姿态控制。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于航天器姿态控制
，具体涉及一种。在星体与陀螺的总角动量为零或者较小时，此控制方法能够利用两个平行安装的单框架控制力矩陀螺，将航天器机动到任意期望的目标姿态。
技术介绍
随着航天事业的发展，现代航天器对姿态控制系统的精度、寿命以及可靠性的要求越来越高。航天器在轨姿态控制主要是通过执行机构输出控制力矩来实现。单框架控制力矩陀螺属于一种角动量交换装置，它通过框架转动改变恒定转速的转子的角动量方向，从而产生连续地反作用于航天器的力矩。在航天器的各类姿态控制执行机构中，单框架控制力矩陀螺群(Single Gimbal Control Moment Gyros, SGCMGs)不仅能输出大幅值控制力矩，还具有结构简单、可靠性高、系统响应快、控制更精确等优点。因此，SGCMGs特别适用于需求较大控制力矩的大型长寿命航天器、敏捷卫星，例如，和平号空间站(MIR)，天宫一号以及法国的Pleiades-HR卫星都采用了 SGCMGs作为姿态控制主执行机构。另一方面，在同样的力矩输出要求下，SGCMGs的质量轻、体积小、功耗小，SGCMGs又适用于对质量、体积需要较苛刻的小 型航天器，例如，土耳其的微型卫星BILSAT-1上使用了两个小型的SGCMGs来实现单轴姿态控制。使用SGCMGs的一个关键问题是设计恰当的操纵律，克服陀螺的奇异问题。SGCMGs的构型奇异是指当处于某些框架角组合时，SGCMGs的力矩输出矩阵降秩，不能求逆反解框架角速度。对于由三个或者三个以上的SGCMGs组成的陀螺群的操纵律设计已经有较多解决方案，但是，对于仅两个SGCMGs的操纵律方案较少见。另一方面，由于长时间在轨工作，航天器所使用的一个或者多个单SGCMGs不可避免的出现故障或失效，当正常工作的SGCMGs的个数少于三个时，航天器变成欠驱动系统，无法在任意情况下实现三轴的姿态控制。另一方面，对于微小型卫星，由于质量和体积的限制，往往不可能备份多余的执行机构，因此，期望采用较少的执行机构实现姿态控制功能。针对这一迫切需求，本专利提出一种仅使用两个平行安装的SGCMGs的航天器姿态机动控制方法，既可以应对部分SGCMGs失效，提高航天器姿态控制系统的可靠性，又能为微小型卫星如何应用两个SGCMGs进行姿态控制提供一种解决方案。
技术实现思路
本专利技术针对带有两个平行安装的SGCMGs的航天器，在航天器与陀螺系统的总角动量为零或者较小时，实现航天器对惯性空间的任意再定向，并在控制过程中规避两个SGCMGs的奇异。本专利技术既可用于双平行构型的SGCMGs中某一对失效后的航天器姿态控制，又适用于直接使用两个平行安装的微小型卫星的姿态控制。本专利技术一种包括三个控制阶段阶段一，陀螺初始奇异规避阶段，它由陀螺奇异判断逻辑和陀螺奇异脱离控制器组成。检验初始时刻航天器与期望姿态的误差大小和两个SGCMGs是否接近奇异。令HitlX)表示初始时刻姿态误差阈值，它的具体值可以在实际应用中选定。若姿态误差小于Hltl，或者陀螺远离奇异，则直接进入阶段二。若姿态误差大于IV且陀螺接近奇异，则利用等大反向的速率驱动框架转动一定的时间TtlX),使陀螺脱离奇异，表达式如式(I)所示本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种使用两个单框架控制力矩陀螺的航天器姿态机动控制方法，其特征在于：该方法的特征步骤包括三个阶段：阶段一：陀螺初始奇异规避阶段它由陀螺奇异判断逻辑和陀螺奇异脱离控制器组成；检验初始时刻航天器与期望姿态的误差和两个单框架控制力矩陀螺群SGCMGs是否奇异；令m0>0表示初始时刻姿态误差阈值，它的具体值在实际应用中选定；若姿态误差小于m0，或者陀螺远离奇异，则直接进入阶段二；若姿态误差大于m0，且陀螺接近奇异，则利用等大反向的速率驱动框架转动一定的时间T0>0，使陀螺脱离奇异，表达式如式(1)所示：δ·1=b0δ·2=-b0---(1)其中，和为两个SGCMGs的框架转速；b0为正的常数；选得较小，以免在切换到后续的姿态机动控制模式之后引起大的框架角速度突变；阶段二：误差姿态收敛阶段它主要由误差姿态收敛控制器组成；两个SGCMGs在航天器本体中任意安装，只需要对该算法中的相应项进行坐标转换即可；令{X?Y?Z}表示航天器的本体固连坐标系，J=diag(J1?J2?J3)为陀螺锁定时航天器与陀螺组成的系统的惯量矩阵，其中diag(J1?J2?J3)表示对(J1?J2?J3)取对角阵，ω=[ω1?ω2?ω3]T表示航天器的角速度在本体坐标系的三个分量；首先，计算期望姿态角速度，表达式如式(2)所示：ωd1ωd2=-kρ1ρ2+gsat(Δ2,a)-sat(Δ1,a)---(2)其中，ωd1与ωd2表示沿X和Y轴的期望姿态角速度；ρ=[ρ1?ρ2?ρ3]T为描述航天器姿态的Rodrigues参数；控制增益g和k为正的常数，为保证姿态误差收敛的过程中Δ1和Δ2收倒到零，使它们的选择满足g>2k； sat(x,a)为如式(3)所示的饱和函数:sat(x,a)=x,-a≤x≤aa,x>a-a,x<a---(3)其中，x为任意变量；a为饱和界限，为正的常数，根据实际需要选定；然后，根据角速度跟踪控制律，计算指令控制力矩，表达式如式(4)和式(5)所示：ω·1=k1(ωd1-ω1)ω·2=k1(ωd2-ω2)---(4)Tc=J1ω·1J2ω·2---(5)其中，k1和k2为正常数，在实际控制中进行选择；Tc为指令控制力矩；最后，计算指令框架角速度，表达式如式(6)所示：δ·=1h0Ds-1Tc---(6)其中，δ·=δ·1δ·2T,h0为陀螺转子的角动量，在此，假定两个陀螺转子的角动量大小相等；为计算需要说明力矩输出矩阵，如式(7)所示：D=sinδ1sinδ2-cosδ1-cosδ2---(7)其中，δ1和δ2为陀螺的框架转角；对矩阵D进行奇异值分解如式(8)所示：D=USVT???????????????????(8)U和V为正交矩阵；S=diag(σ1?σ2)，σ1和σ2为矩阵D的两个奇异值，并且满足σ1≥σ2≥0；的计算方法如式(9)所示：Ds-1=VSγ-1UT---(9)其中，Sγ-1=diag1/σ11/(σ2+γ),γ按照式(10)选取：γ=0,λ≥λDkD(1-λλD)2,λ≤λD---(10)其中，kD为正的常值，在控制过程中指定；λD为控制实施过程中指定的正数，λ表示D的奇异度量，按式(11)计算：λ＝det(DDT)???????????????(11)令ms>0表示期望的姿态误差阈值，它的具体值在实际应用中指定；判定姿态误差是否收敛到指定的阈值范围内，若没有，则继续使用误差姿态收敛控制器进行控制；若是，则进入阶段三的控制；阶段三：稳态控制阶段它主要由稳态控制器组成，即按照公式(12)计算指令框架角速度：δ·=DTm‾h0m‾TDDTm‾+ϵv&Cente...

【技术特征摘要】
1.一种使用两个单框架控制力矩陀螺的航天器姿态机动控制方法，其特征在于该方法的特征步骤包括三个阶段阶段一陀螺初始奇异规避阶段它由陀螺奇异判断逻辑和陀螺奇异脱离控制器组成；检验初始时刻航天器与期望姿态的误差和两个单框架控制力矩陀螺群SGCMGs是否奇异；$%>()表示初始时刻姿态误差阈值，它的具体值在实际应用中选定；若姿态误差小于IV或者陀螺远离奇异，则直接进入阶段二 ；若姿态误差大于IV且陀螺接近奇异，则利用等大反向的速率驱动框架转动一定的时间TtlX),使陀螺脱离奇异，表达式如式(I)所示2.根据权利要求1所述的...

【专利技术属性】
技术研发人员：桂海潮，张军，徐世杰，邢琰，金磊，唐强，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：