[发明专利]一种考虑混合执行机构切换的航天器姿态动态控制分配方法

说明书

一种考虑混合执行机构切换的航天器姿态动态控制分配方法，包括以下步骤：首先，建立采用由单框架控制力矩陀螺和反作用飞轮组成的混合执行机构的航天器姿态控制系统模型；然后，设计姿态控制系统的控制律，保证系统的稳定性；之后，设计控制分配方法的优化目标函数，并设计能够实现执行机构切换的切换参数；最后，基于拉格朗日乘子法和李雅普诺夫函数的方法设计了动态控制分配方法，该方法可以实现混合执行机构的平稳切换，提高航天器姿态机动时的快速性和姿态定向时的准确性和稳定性，可以较大的提高的计算效率。

技术领域

本发明涉及航天器姿态控制技术领域,主要应用于航天器姿态从快速机动运动变为姿态定向过程中实现执行机构的平稳切换，并且能够考虑执行机构约束和单框架控制力矩陀螺奇异问题,具体涉及一种考虑混合执行机构切换的航天器姿态动态控制分配方法。

背景技术

随着科学技术的发展，航天器在太空中的任务也越来越多样化。执行机构是否正常工作将直接决定航天器姿态控制能否正常运行，所以执行机构通常进行冗余配置。这时就需要采用控制分配算法将控制器设计的控制指令合理有效的分配到冗余的执行机构上。根据是否采用优化的思想可以将目前的控制分配方法分为非优化法和优化法。优化法利用数学知识，把控制分配问题转换成一个待优化的目标函数进行求解。

在轨航天器被期望能够实现姿态的快速机动来应对多种不同的执行任务。可以采用混合执行机构来保证既能够实现姿态的快速机动又能够保证姿态的准确定向，而混合执行机构可以由反作用飞轮(RW)和单框架控制力矩陀螺(SGCMG)组成。对于一个具有较大质量的航天器来说，如果进行姿态的快速机动，则需要执行机构提供较大的控制力矩。SGCMG相对于RW来说，可以提供较大的控制力矩，但是SGCMG通常具有较低的力矩分辨率会导致航天器姿态定向时的精确度降低；反作用飞轮可以提供精确的控制力矩，但是通常反作用飞轮能够提供的力矩比较小，难以满足航天器快速机动的要求。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种考虑混合执行机构切换的航天器姿态动态控制分配方法，由于在航天器姿态控制任务中，既需要执行机构提供较大的力矩进行航天器姿态快速机动，又需要执行机构提供较小但准确的控制力矩实现姿态定向，采用SGCMG和RW组成的混合执行机构，并设计了控制分配算法的优化目标函数，优化目标函数中设计了实现执行机构切换的切换参数，使得在航天器需要进行姿态快速机动时主要由SGCMG提供控制力矩，在需要进行姿态定向时主要由RW提供控制力矩。此外，优化目标函数中还考虑了执行机构的约束和SGCMG的奇异问题。最后，通过使用拉格朗日乘子法和李雅普诺夫函数的方法，将基于优化的控制分配算法转化为动态控制分配算法，能够有效的减小系统的计算量。

本发明提供一种考虑混合执行机构切换的航天器姿态动态控制分配方法，包括以下步骤：

(1)基于航天器姿态运动学与动力学模型建立采用混合执行机构的航天器姿态控制系统模型；

(2)基于步骤(1)建立的航天器姿态控制系统模型，设计航天器姿态控制系统的控制律，保证整个航天器姿态控制系统的稳定性；

(3)考虑反作用飞轮RW和单框架控制力矩陀螺SGCMG的执行机构约束，以及单框架控制力矩陀螺SGCMG的奇异问题，设计控制分配算法的优化目标函数，并设计能够实现执行机构切换的切换参数；

(4)基于步骤(3)建立的优化目标函数，根据拉格朗日乘子法和李雅普诺夫函数的方法，得到了动态控制分配方法。

其中，步骤(1)中建立的航天器姿态运动学模型如下：