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...

【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：