[发明专利]一种使用CMG控制卫星姿态的方法

摘要

本发明涉及一种使用CMG控制卫星姿态的方法，该方法通过设计CMG的操纵律获得卫星姿态控制力矩，从而对卫星的姿态进行控制，属于卫星姿态控制技术领域，CMG为控制力矩陀螺。本发明通过将导致CMG三轴合成零动量的可用角动量包络严重畸形的多余角动量设置为三轴合成的偏置动量，使得CMG组合的可用角动量包络除偏置角动量方向外其余都分布比较平均，保证CMG控制的姿态机动在更多方向上都能正常完成。

主权项

1.一种使用CMG控制卫星姿态的方法，其特征在于：卫星上安装有n个CMG，n个CMG的角动量不完全相同，n个CMG分别为N₁CMG、N₂CMG、…、N_nCMG，N₁CMG的角动量为h1，N₂CMG的角动量为h2，、…、N_nCMG的角动量为hn，该方法的步骤包括：/n(1)计算初始时刻n个CMG在卫星本体坐标系下的合成角动量为H_bias；/nH_bias＝h(Asinδ+Bcosδ)E/n式中A为n个CMG框架角均为90度时，各个CMG角动量单位矢量方向在卫星本体的矩阵；/nB为n个CMG框架角均为0度时，各个CMG角动量单位矢量方向在卫星本体的矩阵；/n /n /nA₁为N₁CMG的角动量单位矢量的方向，a₁₁为N₁CMG的角动量单位矢量在卫星本体坐标系X轴的投影；a21为N₁CMG的角动量单位矢量在卫星本体坐标系Y轴的投影；a31为N₁CMG的角动量单位矢量在卫星本体坐标系Z轴的投影；/nA2为N₂CMG的角动量单位矢量的方向，a12为N₂CMG的角动量单位矢量在卫星本体坐标系X轴的投影；a22为N₂CMG的角动量单位矢量在卫星本体坐标系Y轴的投影；a32为N₂CMG的角动量单位矢量在卫星本体坐标系Z轴的投影；/n…/nAn为N_nCMG的角动量单位矢量的方向，a1n为N_nCMG的角动量单位矢量在卫星本体坐标系X轴的投影；a2n为N_nCMG的角动量单位矢量在卫星本体坐标系Y轴的投影；a3n为N_nCMG的角动量单位矢量在卫星本体坐标系Z轴的投影；/nB1为N₁CMG的角动量单位矢量的方向，b11为N₁CMG的角动量单位矢量在卫星本体坐标系X轴的投影；b21为N₁CMG的角动量单位矢量在卫星本体坐标系Y轴的投影；b31为N₁CMG的角动量单位矢量在卫星本体坐标系Z轴的投影；/nB2为N₂CMG的角动量单位矢量的方向，b12为N₂CMG的角动量单位矢量在卫星本体坐标系X轴的投影；b22为N₂CMG的角动量单位矢量在卫星本体坐标系Y轴的投影；b32为N₂CMG的角动量单位矢量在卫星本体坐标系Z轴的投影；/n…/nBn为N_nCMG的角动量单位矢量的方向，b1n为N_nCMG的角动量单位矢量在卫星本体坐标系X轴的投影；b2n为N_nCMG的角动量单位矢量在卫星本体坐标系Y轴的投影；b3n为N_nCMG的角动量单位矢量在卫星本体坐标系Z轴的投影；/n /nδ1为N₁CMG初始时刻的框架角，δ2为N₂CMG初始时刻的框架角，δn为N_nCMG初始时刻的框架角；/nE为n维单位矢量，E＝[1，1，…，1]^T，h＝[h1,h2,…,hn]^T；/n(2)根据期望姿态阵Cri，计算步骤(1)得到的偏置角动量H_bias的映射坐标系ΔC；/nΔC＝(Cri(t0))^-1Cri(t)/n其中，Cri(t0)为卫星在t0时刻的卫星相对惯性空间的期望姿态阵，Cri(t)为卫星在t时刻的卫星相对惯性空间的期望姿态阵；/n(3)根据步骤(2)得到的映射坐标系ΔC，将步骤(1)得到的偏置角动量H_bias映射到姿态控制坐标系下：/nH^r_bias＝ΔC*H_bias/n(4)计算t时刻n个CMG在卫星本体坐标系下的合成角动量为HCMG；/nHCMG＝h(Asinδ'+B cosδ')E/n /nδ′1为N₁CMG在t时刻的框架角，δ′2为N₂CMG在t时刻的框架角，δ′n为N_nCMG在t时刻的框架角；/n(5)计算n个CMG的输出控制力矩T，通过该输出控制力矩T对卫星姿态进行控制；/nT＝ΔH/||ΔH||/n其中，ΔH＝HCMG-H^r_bias。/n