[发明专利]航天器姿态控制混合执行机构优化控制方法

说明书

技术领域

本发明涉及航天器姿态控制领域，具体是一种航天器姿态控制混合执行机构优化控制方法。

背景技术

随着航天任务需求的逐步提升，从上世纪以来具有敏捷机动能力的航天器已成为研究的重点。尤其是对于下一代成像卫星而言，大角度敏捷机动、多目标捕获和再定向等航天任务已成为获取高分辨率图像的必备能力。

相对于飞轮的小力矩输出能力，单框架控制力矩陀螺(Single Gimbal Control Moment Gyro,SGCMG)因其强大的力矩放大能力而成为敏捷卫星的主要执行机构。单框架控制力矩陀螺由框架、框架电机、转子和转子电机构成。系统工作时，具有常速旋转的转子在框架电机的驱动下，改变系统角动量的方向，从而产生输出力矩。单框架控制力矩陀螺具有输出力矩大、寿命长、节能高效等优良性能。尤其是因其强大的力矩输出能力，使之得到了广发的应用，如国际空间站和WorldView系列高分辨率地球成像卫星。然而控制力矩陀螺系统的一大缺点在于其固有的几何奇异问题，一旦系统陷入奇异状态，则无法输出期望力矩，从而有可能导致系统失控，这在实际工程应用中是不允许的。因此，单框架控制力矩陀螺系统奇异分析和相应的操纵策略研究成为研究热点问题。

研究表明，含有单框架控制力矩陀螺的混合执行机构系统在应对奇异问题上具有一定的潜力。

发明内容

本发明为了解决现有技术的问题，提供了一种航天器姿态控制混合执行机构优化控制方法，针对采用控制力矩陀螺作为执行机构的敏捷航天器，存在控制力矩陀螺奇异的问题，航天器姿态控制混合执行机构优化控制方法，使得二者分别发挥各自特性，保证混合执行机构系统能够长时间无奇异/饱和，完成航天器高精度敏捷姿态机动和控制。

本发明航天器姿态控制混合执行机构优化控制方法主要涉及以下现有系统：(1)航天器角动量管理系统、(2)控制力矩陀螺系统、(3)反作用飞轮系统、(4)航天器姿态控制系统、(5)航天器姿态测量与反馈系统。其特征在于，该混合执行机构优化控制方法包括以下步骤：

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(控制力矩陀螺)和饱和程度(飞轮)。

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。

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。