[发明专利]基于零运动优化的CMG群回标称构型控制方法、系统及介质

说明书

基于零运动优化的CMG群回标称构型控制方法、系统及介质，属于航天器姿态控制技术领域，本发明方法包括：首先根据框架角偏差应用零运动计算框架角速度参考值；然后根据框架角偏差矢量长度的大小设置动态的回标称调整因子值使综合后的框架角速度在大框架角偏差时较大，而在小框架角偏差时取较小的数值。采用该方法很好地解决了卫星不影响正常控制的情况下CMG群框架角快速调整到标称位置的问题。本发明针对CMG群多冗余度情况，利用不同零空间向量组合以零运动方式实现CMG回标称高效性与快速性，解决了现有技术未解决的敏捷卫星控制力矩陀螺框架角快速回标称位置的问题。

技术领域

本发明属于航天器姿态控制领域，具体涉及一种基于零运动优化的CMG群回标称构型控制方法、系统及介质。

背景技术

配置控制力矩陀螺组合作为姿态控制执行机构的卫星具有敏捷机动能力。控制力矩陀螺组合使用时通常设置一组经过优选的框架角位置作为标称值，以取得较好的机动效果并减少机动过程中可能的奇异问题。由于控制力矩陀螺一般通过框架角速度信号进行操纵，其框架角速度指令是基于实时控制力矩需求经操纵律解算得到，因此在实施大角度机动等工况后框架角无法保证回到标称位置，影响下次机动效果。此外，由于卫星工况变化等原因需要更改框架角位置标称值时，也希望在不影响正常控制的情况下框架角快速调整到位。现有的框架角回标称控制方法应用零运动计算试图解决这一问题，但其回标称的速度很慢，无法适应框架角快速回标称位置的需求。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种基于零运动优化的CMG群回标称构型控制方法、系统及介质。首先根据框架角偏差应用零运动计算框架角速度参考值；然后根据框架角偏差矢量长度的大小设置动态的回标称调整因子值使综合后的框架角速度在大框架角偏差时较大，而在小框架角偏差时取较小的数值。采用该方法很好地解决了卫星不影响正常控制的情况下CMG群框架角快速调整到标称位置的问题。

本发明的技术解决方案是：基于零运动优化的CMG群回标称构型控制方法，包括如下步骤：

根据采集到的CMG框架角测量值与标称值的差值计算框架角偏差，并根据框架角偏差计算框架角偏差矢量长度和框架角速度参考值；

比较框架角偏差矢量长度和指定阈值上界；若框架角偏差矢量长度大于指定阈值上界，则设置回标称调整因子值，使框架角速度满足指定约束上界；若框架角偏差矢量长度小于指定阈值下界，则设置回标称调整因子值，使框架角速度满足指定约束下界；若框架角偏差矢量长度位于指定阈值区间内，则设置回标称调整因子值，使框架角速度满足指定约束区间；

根据星上定姿给出的卫星姿态角和角速度计算控制力矩；

根据框架角速度参考值、控制力矩和回标称调整因子值计算指令框架角速度，根据指令框架角速度值对卫星框架角进行控制，实现姿态机动。

进一步地，计算框架角速度参考值的方法包括如下步骤：

由C(δ)＝Acosδ-Bsinδ计算CMG系的力矩矩阵C(δ)；其中，δ＝[δ₁,...,δ_n]^T为各CMG的框架角测量值，n为CMG个数；和(i＝1,…,n)分别为各CMG框架角位于90度和0度时各CMG转子角动量的方向矢量；

计算框架角偏差Δδ＝δ_norm-δ，Δδ＝mod(Δδ,π)；其中，Δδ为框架角偏差矢量，δ_norm为指定的标称框架角矢量，均为n*1维数组；z＝mod(x,y)为求模函数，定义为z＝x-Ny，且|z|y，N为整数；

框架角偏差矢量长度为|Δδ|，|X|表示对X求欧几里得范数；

由计算框架角速度参考值其中，I_n为n阶单位矩阵。