[发明专利]一种基于混合执行机构的快速机动卫星的力矩分配方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种本发明涉及航天器姿态控制技术领域。

背景技术

随着人类对太空的进一步探索，越来越多的太空任务要求航天器能够进行快速机动和实现精确指向跟踪。例如，星箭分离初期需要快速的建立对地的姿态稳定，预警卫星需要进行快速的姿态机动以跟踪高速运动的导弹。

卫星姿态的快速机动需要能够提供较大力矩的执行机构，单框架控制力矩陀螺（SGCMG）凭借其寿命长、产生力矩大、能够提供连续力矩等优点渐渐成为了快速机动卫星的首选执行机构。单框架控制力矩陀螺群（SGCMGs）通过框架轴的转动来改变转子角动量的方向，从而产生控制力矩，通常情况（SGCMG）框架轴存在最小转速，即当指令框架角速度小于最小转速时，单框架控制力矩陀螺（SGCMG）认为指令转速为零。由于单框架控制力矩陀螺（SGCMG）对力矩的放大作用，很小的角速度死区将会产生很大的控制力矩误差，以金字塔构型的单框架控制力矩陀螺群（SGCMGs）为例，每个转子角动量为30Nm的单框架控制力矩陀螺（SGCMG），其死区转速为0.05deg/s，则可产生的最大误差力矩约为0.05Nm，对于小卫星的控制系统而言是非常大的干扰，使控制系统无法实现高精度的跟踪控制。

针对单框架控制力矩陀螺群（SGCMGs）存在转速死区的问题，现有的很多卫星采用单框架控制力矩陀螺群（SGCMGs）与飞轮共同组成混合执行机构来控制卫星的姿态，例如日本的Astro-G卫星，卫星上装有四个控制力矩陀螺以及四个飞轮。因此如何使用由单框架控制力矩陀螺群（SGCMGs）与飞轮组成的混合执行机构来实现卫星的快速机动以及机动后的高精度指向成为了一个热点研究方向。

发明内容

本发明的目的为了解决以单框架控制力矩陀螺群与飞轮为执行机构的卫星的快速机动与机动后，单框架控制力矩陀螺群陷入死区使得执行力矩减小，从而导致精度低的问题，提供一种基于混合执行机构的快速机动卫星的力矩分配方法。

一种基于混合执行机构的快速机动卫星的力矩分配方法，其特征在于，具体实现过程如下：

步骤一、在每个控制周期内，获取由控制器输出的指令力矩信号T_c，指令力矩信号T_c为指令力矩在星体坐标系下的分量列阵；

步骤二、根据步骤一获得的指令力矩信号T_c，获取分配给单框架控制力矩陀螺群的框架角速度与分配给飞轮的角加速度

步骤三、将步骤二所得的单框架控制力矩陀螺群的框架角速度赋值给单框架控制力矩陀螺群的优化的框架角速度

步骤四、根据步骤三获得的优化的框架角速度判断每一个单框架控制力矩陀螺是否陷入死区，若是，则，执行步骤五，若否，则，执行步骤六；

步骤五、对陷入死区的单框架控制力矩陀螺停用；

步骤六、对未陷入死区的单框架控制力矩陀螺，采用步骤二得到新框架角速度比较所得的新框架角速度与前一次得到的优化的框架角速度是否相同，若不相同，则执行步骤七，若相同，则执行步骤八；

步骤七、将新框架角速度的值存入前一次得到的优化的框架角速度返回到步骤二；

步骤八、将新框架角速度赋值给最终的单框架控制力矩陀螺框架角速度将飞轮的角加速度赋值给最终的飞轮角加速度

步骤九、最后将最终的单框架控制力矩陀螺框架角速度与最终的飞轮角加速度发送到单框架控制力矩陀螺群与飞轮系统，最终的单框架控制力矩陀螺框架角速度驱动单框架控制力矩陀螺工作，最终的飞轮角加速度驱动飞轮工作，控制卫星姿态运动。

本发明的优点是：本发明所设计的力矩分配算法以飞轮与单框架控制力矩陀螺群系统的功耗与飞轮角动量的加权组合为性能指标，通过求解优化问题所得的分配方法具有一定的最优性，同时能够充分的发挥单框架控制力矩陀螺群的作用实现对系统角动量的合理分配，通过调节性能指标中的加权矩阵系数实现了对陷入死区的单框架控制力矩陀螺的停用，能够有效的实现卫星的快速机动以及机动后的高精度指向控制。

本发明所采用的力矩分配算法不仅使得飞轮与单框架控制力矩陀螺群系统的混合功耗达到最优，同时能够最优的调节飞轮的角动量，使其趋近标称值。

附图说明

图1为本发明的力矩分配流程图；

图2为卫星姿态控制系统框图；

图3为对滞环环节的描述；

图4为单框架控制力矩陀螺的结构简图，卫星姿态控制系统通过驱动框架轴以指定转速转动，产生相应的力矩，图中1表示框架轴、2表示框架、3表示框架转轴、4表示转子；