[发明专利]一种SGCMG的框架角速度确定方法

说明书

一种SGCMG的框架角速度确定方法，包括步骤：1)根据n个SGCMG的构型及合成角动量，确定n个SGCMG构型的标称框架角向量；2)根据每个SGCMG的框架角，确定框架角运动方程的Jacob及框架角偏离标称的偏差；3)根据步骤2)确定的所述Jacob及框架角偏离标称的偏差，确定SGCMG框架角速度指令。本发明方法通过考虑框架角偏离标称的距离、框架角指令幅值及力矩输出偏差，具有姿态机动中奇异规避及机动后框架标称位置返回的能力，调和了CMG框架奇异规避与姿态控制力矩之间的矛盾，能够确保沿任意姿态机动高性能实现。

技术领域

本发明一种SGCMG的框架角速度确定方法，涉及航天器姿态控制领域， 适用于采用控制力矩陀螺CMG群的高稳定度姿态控制。

背景技术

为实现整星多轴快速姿态机动要求，卫星一般采用控制力矩陀螺CMG群 及其相应控制算法。卫星广泛采用的技术手段为：采用控制力矩陀螺群进行卫 星姿态控制。具体步骤为首先根据CMG实时测量的框架角，计算雅克比矩阵、 奇异度及奇异回避向量，其次再根据奇异度计算奇异点规避参数，最后根据雅 克比矩阵、期望力矩，计算各个CMG框架角速度指令，进行姿态控制。长期 在轨姿态快速机动可能引起的CMG高速转子轴系径向频发偏载极易导致机械 轴承润滑不良等问题而使整机失效，在国际空间站上多次出现该类问题。

当系统无法通过常用的框架重构策略实现控制中的奇异规避及逃离时，存 在姿态机动后框架构型临近或陷于奇异状态系统失稳风险，此时卫星失去姿态 机动能力，需要切换为其他执行机构的姿态控制方式。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出了一种SGCMG的 框架角速度确定方法，解决了系统无法通过常用的框架重构策略实现控制中的 奇异规避及逃离，姿态机动后框架构型临近或陷于奇异状态系统失稳风险，使 得卫星失去姿态机动能力的问题。

本发明的技术方案为：

一种SGCMG的框架角速度确定方法，卫星安装有n个SGCMG，每个 SGCMG的角动量相同，包括步骤如下：

1)根据n个SGCMG的构型及合成角动量，确定n个SGCMG构型的标 称框架角向量；步骤1)所述n个SGCMG构型的标称框架角向量满足使n个 SGCMG的合成角动量H为零且n个SGCMG构型奇异度JD最大。

2)根据当前实时每个SGCMG的框架角，确定框架角运动方程的雅克比 矩阵Jacob；同时根据当前实时每个SGCMG的框架角向量和步骤1)确定的n 个SGCMG构型的标称框架角向量，确定框架角偏离标称的偏差Δδ；

3)根据步骤2)确定的所述雅克比矩阵Jacob及框架角偏离标称的偏差Δδ， 确定SGCMG框架角速度将所述SGCMG框架角速度作为框架角速度指令。

所述步骤2)框架角运动方程的雅克比矩阵Jacob的确定方法，具体如下：

Jacob＝A cos δ-B sin δ，

其中，δ_i为第i个SGCMG的框架角，i∈[1，n]，所述n个SGCMG以任意 规律由1～n编号处理；A、B为与n个SGCMG框架轴安装指向相关的3×n 维系数矩阵，A矩阵的第i列对应第i个SGCMG的框架角为90°时，第i个 SGCMG高速转子的角动量方向的三轴分量，B矩阵的第i列对应第i个 SGCMG框架角为0°时，第i个高速转子的角动量方向的三轴分量。

本发明与现有技术相比的有益效果在于：

1)本发明提出的方法充分利用已有执行机构配置，基于多目标优化技术得 到了一种CMG系统的新型操纵律，解决了系统无法通过常用的框架重构策略 实现控制中的奇异规避及逃离，使得卫星失去姿态机动能力的问题；