[发明专利]航天器姿态控制混合执行机构优化控制方法

权利要求书

1.一种航天器姿态控制混合执行机构优化控制方法，其特征在于包括以下步骤：

步骤1：在每次航天任务中，根据目标姿态要求，由航天器星载控制计算机计算对应的控制力矩τ_c序列，作为执行机构控制力矩陀螺系统和反作用飞轮系统需产生的力矩；

步骤2：控制力矩陀螺和反作用飞轮执行自检，确定系统当前的奇异程度和饱和程度；

步骤3：由星载控制计算机根据力矩指令序列τ_c解算仅由控制力矩陀螺输出力矩时的框架角轨迹δ，同时得到控制力矩陀螺的奇异度量函数取值序列S；

步骤4：根据奇异度量序列S，判断控制力矩陀螺在整个任务周期内任一时刻的奇异的程度，若超过初始设定之奇异阈值则认为系统陷入奇异状态，记第一个奇异时刻为t_s，并执行步骤5，否则执行步骤9；

步骤5：系统转入控制力矩陀螺奇异修正阶段，在t_s时刻前Δt时刻力矩指令添加较小的奇异修正力矩得到新的力矩指令序列其中奇异修正力矩将由飞轮系统产生，执行步骤3、步骤4和步骤5直至控制力矩陀螺系统在整个控制周期内远离奇异，然后，执行步骤6；

步骤6：根据步骤5所求取的修正力矩序列和飞轮系统当前状态，解算由飞轮系统输出修正力矩T_M时的角速度序列Ω，若飞轮初始角速度满足T_M输出要求，则执行步骤8，否则执行步骤7；

步骤7：根据飞轮角速度序列Ω对初始状态的要求，在控制力矩陀螺系统未陷入奇异状态时，在航天器控制力矩序列τ_c中添加飞轮初始状态矫正力矩N_M，调理飞轮初始角速度满足控制力矩陀螺奇异矫正需求，然后，执行步骤8；

步骤8：根据最终的控制力矩陀螺奇异矫正力矩和飞轮初始状态矫正力矩N_M确定新的航天器控制力矩序列τ_c，并执行步骤9；

步骤9：根据控制力矩陀螺操纵律所确定的框架角速度指令序列和飞轮控制律所确定的飞轮加速度指令序列，启动控制力矩陀螺系统和飞轮系统，产生输出力矩N_CMG和N_RW，作用于航天器，进行姿态控制和机动；

步骤10：在航太器姿态机动任务周期末端，关闭控制力矩陀螺系统，并采用飞轮系统的适中的输出力矩进行姿态修正和精对准。

2.根据权利要求1所述的航天器姿态控制混合执行机构优化控制方法，其特征在于，所述步骤2中所述的自检方法为：

步骤,2-1：计算当前控制力矩陀螺系统距离奇异状态的程度，

S＝det(J^TJ)

其中J为SGCMG系统的雅可比矩阵，且J为框架角函数即J＝J(δ)；

步骤2-2：计算当前飞轮系统的距离饱和的程度，获得角速度Ω，执行以下函数确定饱和程度，

式中Ω＝[Ω₁ Ω₂ Ω₃]^T为飞轮系统中各个飞轮角速度,Q∈R^3×3对权重矩阵，为加权二范数，||Ω₀||_∞＝max{Ω_i,i＝1,2,3}为无穷范数。

3.根据权利要求1所述的航天器姿态控制混合执行机构优化控制方法，其特征在于，所述步骤3中奇异度量值的确定方法为：

步骤3-1：由姿态测量与反馈系统确定控制力矩陀螺系统当前的框架角组合δ；

步骤3-2：执行奇异度量函数，获取当前金字塔构型的控制力矩陀螺系统奇异程度：

S＝det(J^TJ)

式中J∈R^3×4为控制力矩陀螺系统的雅可比矩阵，由控制力矩陀螺当前的框架角δ＝(δ₁,δ₂,δ₃,δ₄)确定。