[发明专利]一种用于具有大惯量积航天器的动量轮布局配置方法

说明书

技术领域

本发明涉及航天器姿态控制技术，具体涉及一种用于具有大惯量积航天器的动量轮布局配置方法。

背景技术

根据航天任务或者航天器有效载荷安装布局的要求，航天器在某一本体坐标系中可能在质量分布上产生大的惯量积。该惯量积使得在该航天器本体坐标中各个方向的姿态运动存在耦合。对惯量积所涉及的航天器某一姿态方向进行姿态控制时，将会影响到惯量积所涉及的其他方向的姿态运动。

航天器在结构布局设计时会尽量进行优化以避免惯量积的产生，惯量积通常应当比航天器主惯量小1～2个数量级，对于控制精度要求不高的航天器在姿态控制过程中可以忽略小量级的惯量积对相关姿态的耦合影响。

大型、复杂及特殊任务航天器有时难以通过优化布局完全消除惯量积的产生，当惯量积的大小与航天器的主惯量量级相当时，在姿态控制中姿态耦合问题将较为明显。耦合问题带来控制系统设计上的难度和复杂性，影响航天器高精度、高稳定度的控制。

发明内容

本发明的目的在于提供一种用于具有大惯量积航天器的动量轮布局配置方法，通过对具有大惯量积航天器的惯量矩阵进行谱分解、建立该航天器的解耦姿态动力学模型，从而计算设定设置在航天器上的动量轮的安装角度，最终对该航天器的姿态角进行解耦控制。本发明能够避免由于大惯量积造成的航天器本体坐标轴上两个或三个方向的姿态运动存在耦合，实现了大惯量积三轴稳定零动量的解耦控制，并实现对航天器各个姿态的独立控制。

为了达到上述目的，本发明通过以下技术方案实现：

一种用于具有大惯量积航天器的动量轮布局配置方法，其特点是，该动量轮布局配置方法包含如下步骤：

S1，对航天器初始本体坐标系下具有大惯量积的惯量矩阵进行谱分解；

S2，根据所述步骤S1获取的谱分解结果，建立该航天器的解耦姿态动力学模型；

S3，根据所述步骤S2建立的解耦姿态动力学模型，计算和设定该航天器的三组动量轮的安装角度；

S4，根据所述步骤S3设定的三组动量轮的安装角度布局三组动量轮，5每组动量轮控制所述航天器该航天器解耦后相对于轨道坐标系对应的姿态角。

优选地，所述步骤S1包含：

对航天器初始本体坐标系下具有大惯量积的惯量矩阵A进行谱分解，得到：

P^-1AP＝Λ式(1)；

其中，Λ＝diag[λ₁ λ₂ λ₃]为特征矩阵，λ₁，λ₂，λ₃为矩阵A的特征值；

P为惯量矩阵A的转换矩阵；为惯量矩阵A的逆转换矩阵，P与P^-1为互为逆矩阵；

根据式(1)可知，该航天器的惯量矩阵A表示为：

A＝PΛP^-1式(2)。

优选地，所述步骤S2包含：

S2.1，当所述航天器初始本体坐标系相对于轨道坐标系的滚动姿态角俯仰姿态角θ及偏航姿态角ψ均为小角度时，按照先偏航、后滚动、再俯仰轴旋转的3-1-2转序姿态定义，得到该航天器的姿态运动学模型：

式(3)；

其中，ω--航天器初始本体坐标系相对于惯性坐标系的转速；ω_x、ω_y、ω_z--分别为航天器相对于惯性坐标系的转速在初始本体坐标系中的三轴分量；ω₀--为航天器轨道坐标系相对于惯性坐标系的转速在轨道坐标系Y轴上的分量大小；

S2.2，在忽略二阶及以上小量的情况下，结合所述步骤S2.1获取的航天器姿态运动学模型的式(3)，得到该航天器的姿态动力学模型：

式(4)；

其中，h_x、h_y、h_z--分别为安装在该航天器上的三组动量轮相对于航天器初始本体坐标系在三坐标轴的角动量；

T_dx、T_dy、T_dz--分别为航天器所受到的外干扰力矩在空间三坐标轴的分力矩；

S2.3，根据该航天器的惯量矩阵谱分解的结果，设定解耦之后该航天器的姿态角为：ξ＝[α β γ]^T，该姿态角ξ满足如下公式：

式(5)；