[发明专利]一种用于控制力矩陀螺奇异规避的航天器姿态控制方法

权利要求书

1.一种用于控制力矩陀螺奇异规避的航天器姿态控制方法，其特征在于具体步骤为：

第一步确定SGCMG群角动量集合

依据SGCMG群的奇异角动量绘制SGCMG群冗余构型奇异动量面；SGCMG群奇异角动量表达式为：

（1）

其中为SGCMG个数，为第个SGCMG的角动量，为SGCMG群奇异方向单位矢量，为第个SGCMG框架轴方向单位矢量；依据所绘制的奇异动量面得到SGCMG群角动量集合包含最大的以原点为球心的球域半径为：

（2）

其中为SGCMG群框架角，表示由坐标原点指向动量包络面的方向矢量；表示SGCMG群动量包络面上的最小角动量，即求取各个方向矢量上的最大角动量，然后在所求得的各个方向上的最大角动量中求得最小值；

第二步判定SGCMG群与航天器组成的整体系统角动量幅值

当SGCMG群与航天器组成的整体系统初始角动量幅值满足时，确定航天器姿控系统最优控制性能指标；

第三步确定航天器姿控系统最优控制性能指标

由传感器实时采集航天器姿态四元数、角速度、SGCMG群框架角及框架角速度作为状态变量，反馈给航天器姿控系统，确定航天器姿控系统初始时刻、控制时域、预测时域及正定矩阵，正定矩阵及正定矩阵，建立SGCMG群与航天器所组成整体系统的最优控制性能指标：

（3）

其中，，输入，为系统平衡点；，，，其中为维单位矩阵，为维单位矩阵，为维单位矩阵；

第四步确定SGCMG群与航天器整体系统线性化模型

SGCMG群与航天器所组成整体系统在平衡点邻域的线性化模型为：

（4）

其中为航天器指令姿态四元数对应的欧拉角，为SGCMG群的框架角平衡点，，为维单位矩阵，为航天器转动惯量，表示三维向量对应的反对称矩阵，为SGCMG角动量，为飞轮角动量幅值，为SGCMG群的安装矩阵，为系统外干扰力矩；

第五步确定SGCMG群与航天器所组成整体系统的线性化范围

依据SGCMG群与航天器所组成整体系统的线性化模型确定状态反馈控制器，依据最大幅值、控制输入约束确定系统线性化范围；状态变量系数矩阵为，干扰力矩系数矩阵为，控制输入系数矩阵为，依据不等式约束公式（5）~公式（7），得到的下确界及正定矩阵：

（5）（6）

（7）

其中为个临近系统平衡点的已知状态点，为待求正定矩阵，，为的第行；

（8）

其中为的第行；

第六步确定满足约束条件的线性化范围

满足系统状态约束及控制输入约束的线性化范围：

（9）

其中，；

，，为的第行第列元素，为系统状态约束最大幅值；

第七步利用非线性预测控制实现航天器姿态控制

在航天器机动准备阶段，采用序列二次规划离线确定性能指标对应的最优控制输入，并将最优控制输入作为下次序列二次规划实时迭代的初值，采用非线性预测控制进行循环运算，并实时判定系统当前状态变量是否满足，满足时将系统控制器切换为线性控制器，直至系统状态被控制到平衡点。