CN108333944B - 基于框架角自适应调整的cmg操纵方法及*** - Google Patents

基于框架角自适应调整的cmg操纵方法及*** Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种基于框架角自适应调整的CMG操纵方法及***。其中，该方法包括如下步骤：(1)依次计算各CMG角动量方向单位矢量和飞行器期望控制力矩方向单位矢量
Figure DEST_PATH_FDA0001583978770000011
的夹角，得到包含所有夹角的夹角向量Φ,若夹角向量Φ中的最小夹角小于阈值ε，则需要进行自适应调整并计算调整方向；(2)在自适应调整时间内，计算步骤(1)中最小夹角所对应的CMG框架的正弦运动转速及相应的力矩，再计算其他CMG的随动补偿转速；(3)将步骤(2)中的最小夹角所对应的CMG框架的正弦运动转速、其他CMG的随动补偿转速与CMG的其他操纵律合成，作为CMG控制指令输入。本发明解决了因CMG奇异问题导致卫星不能输出期望控制力矩、甚至影响飞行器性能指标实现的问题。

Description

基于框架角自适应调整的CMG操纵方法及***
技术领域
本发明属于飞行器自动控制技术领域，尤其涉及一种基于框架角自适应调整的CMG操纵方法及***。
背景技术
随着飞行器任务变得越来越复杂，控制力矩陀螺(CMG)的应用也越来越广泛。CMG具有优异的力矩放大能力及能量存储能力，为了很好的使用CMG，需要保证其在运行的过程中稳定、可靠，而设计有效的操纵律至关重要。CMG的主要问题是奇异问题，由于奇异性的存在，不能保证其精确输出期望控制力矩，不能随动跟踪规划姿态轨迹，甚至影响飞行器快速机动、快速稳定等性能指标的实现，而奇异性的解决主要依靠操纵律的设计。
以往关于CMG奇异问题的主要解决方法为：对CMG群力矩矩阵的伪逆下功夫以寻求准确、可解的输出力矩，如添加零运动、添加物理约束、鲁棒伪逆、奇异值分解、混合操纵律等方法，但其中涉及的伪逆解往往难以平衡准确性与可解性，从而影响飞行器性能指标的实现。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种基于框架角自适应调整的CMG操纵方法及***，解决了因CMG奇异问题导致卫星不能输出期望控制力矩、甚至影响飞行器性能指标实现的问题。
本发明目的通过以下技术方案予以实现：根据本发明的一个方面，提供了一种基于框架角自适应调整的CMG操纵方法，所述方法包括如下步骤：(1)依次计算各CMG角动量方向单位矢量和飞行器期望控制力矩方向单位矢量
Figure BDA0001583978780000011
的夹角，得到包含所有夹角的夹角向量Φ,若夹角向量Φ中的最小夹角小于阈值ε，则需要进行自适应调整并计算调整方向；(2)在自适应调整时间内，计算步骤(1)中最小夹角所对应的CMG框架的正弦运动转速及相应的力矩，再计算其他CMG的随动补偿转速；(3)将步骤(2)中的最小夹角所对应的CMG框架的正弦运动转速、其他CMG的随动补偿转速与CMG的其他操纵律合成，作为CMG控制指令输入。
上述基于框架角自适应调整的CMG操纵方法中，在步骤(1)中，若夹角向量Φ中的最小夹角对应第n个CMG框架，则调整方向为
Figure BDA0001583978780000021
其中，
Figure BDA0001583978780000022
为第n个CMG框架的角动量方向单位矢量，
Figure BDA0001583978780000023
为第n个CMG框架的框架转轴单位矢量，sgn(·)为取1或-1两态的符号函数，dot(·)为点乘函数。
上述基于框架角自适应调整的CMG操纵方法中，在步骤(1)中，阈值ε为大于30°。
上述基于框架角自适应调整的CMG操纵方法中，在步骤(2)中，最小夹角所对应的CMG框架的正弦运动转速即第n个CMG框架的正弦运动转速为
Figure BDA0001583978780000024
其中，dt为自适应调整时间，
Figure BDA0001583978780000025
为正弦转速幅值，ts为正弦运动轨迹的半个周期时间。
上述基于框架角自适应调整的CMG操纵方法中，在步骤(2)中，其他CMG的随动补偿转速为
Figure BDA0001583978780000026
其中，
Figure BDA0001583978780000027
为其他CMG框架构成的力矩矩阵，Ttn为第n个CMG框架以转速
Figure BDA0001583978780000028
运动产生的力矩。
上述基于框架角自适应调整的CMG操纵方法中，在步骤(2)中，若自适应调整时间dt大于正弦运动轨迹的半个周期时间ts，自适应调整结束。
根据本发明的另一方面，还提供了一种基于框架角自适应调整的CMG操纵***，包括：第一模块，用于依次计算各CMG角动量方向单位矢量和飞行器期望控制力矩方向单位矢量
Figure BDA0001583978780000029
的夹角，得到包含所有夹角的夹角向量Φ,若夹角向量Φ中的最小夹角小于阈值ε，则需要进行自适应调整并计算调整方向；第二模块，用于在自适应调整时间内，计算第一模块中最小夹角所对应的CMG框架的正弦运动转速及相应的力矩，再计算其他CMG的随动补偿转速；第三模块，用于将第二模块中的最小夹角所对应的CMG框架的正弦运动转速、其他CMG的随动补偿转速与CMG的其他操纵律合成，作为CMG控制指令输入。
上述基于框架角自适应调整的CMG操纵***中，若夹角向量Φ中的最小夹角对应第n个CMG框架，则调整方向为
Figure BDA0001583978780000031
其中，
Figure BDA0001583978780000032
为第n个CMG框架的角动量方向单位矢量，
Figure BDA0001583978780000033
为第n个CMG框架的框架转轴单位矢量，sgn(·)为取1或-1两态的符号函数，dot(·)为点乘函数。
上述基于框架角自适应调整的CMG操纵***中，阈值ε为大于30°。
上述基于框架角自适应调整的CMG操纵***中，最小夹角所对应的CMG框架的正弦运动转速即第n个CMG框架的正弦运动转速为
Figure BDA0001583978780000034
其中，dt为自适应调整时间，
Figure BDA0001583978780000035
为正弦转速幅值，ts为正弦运动轨迹的半个周期时间。
上述基于框架角自适应调整的CMG操纵***中，其他CMG的随动补偿转速为
Figure BDA0001583978780000036
其中，
Figure BDA0001583978780000037
为其他CMG框架构成的力矩矩阵，Ttn为第n个CMG框架以转速
Figure BDA0001583978780000038
运动产生的力矩。
上述基于框架角自适应调整的CMG操纵***中，若自适应调整时间dt大于正弦运动轨迹的半个周期时间ts，自适应调整结束。
本发明与现有技术相比具有如下有益效果：
(1)本发明通过阈值ε的设计值和操作方法主动提高CMG***奇异度，远离奇异区域，而不需要进行奇异规避；
(2)本发明调整过程自适应，框架角自适应调整采用正弦运动规律并且由其他CMG随动补偿，不产生额外力矩，一方面减小对CMG框架运动的启、停性能需求，另一方面有利于飞行器稳定。
附图说明
通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明的限制。而且在整个附图中，用相同的参考符号表示相同的部件。在附图中：
图1是本发明实施例提供的基于框架角自适应调整的CMG操纵方法的流程图；
图2是本发明实施例提供的CMG正弦运动轨迹的转速和转角示意图。
具体实施方式
下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
方法实施例
图1是本发明实施例提供的基于框架角自适应调整的CMG操纵方法的流程图。如图1所示，该方法包括如下步骤：
(1)依次计算各CMG角动量方向单位矢量和飞行器期望控制力矩方向单位矢量
Figure BDA0001583978780000041
的夹角，得到包含所有夹角的夹角向量Φ,若夹角向量Φ中的最小夹角小于阈值ε，则需要进行自适应调整并计算调整方向；
(2)在自适应调整时间内，计算步骤(1)中最小夹角所对应的CMG框架的正弦运动转速及相应的力矩，再计算其他CMG的随动补偿转速；
(3)将步骤(2)中的最小夹角所对应的CMG框架的正弦运动转速、其他CMG的随动补偿转速与CMG的其他操纵律合成，作为CMG控制指令输入。
具体的，(1)如果未进行自适应调整，判断是否需要自适应调整
首先依次计算各CMG角动量方向单位矢量和飞行器期望控制力矩方向单位矢量
Figure BDA0001583978780000042
的夹角，得到包含所有夹角的夹角向量Φ＝{φi},
Figure BDA0001583978780000043
其中
Figure BDA0001583978780000051
为第i个CMG角动量方向单位矢量，φi为计算得到的夹角。
如果所有夹角Φ中第n个夹角最小且小于阈值εm(如30度)，则计算调整方向
Figure BDA0001583978780000052
并进入步骤(2)。其中
Figure BDA0001583978780000053
分别为第n个CMG的角动量方向单位矢量、框架转轴单位矢量，sgn(·)为取1或-1两态的符号函数，dot(·)为点乘函数。
阈值ε的设计值使得CMG***远离奇异区域，一般大于30度。
(2)进行自适应调整
若自适应调整时间dt大于正弦运动轨迹的半个周期时间ts(dt>ts)，则自适应调整结束,否则(即在自适应调整时间ts内):计算步骤(1)得出的第n个CMG框架的正弦运动转速
Figure BDA0001583978780000054
以及第n个CMG框架以转速
Figure BDA0001583978780000055
运动产生的力矩Ttn，再计算其他CMG的随动补偿转速
Figure BDA0001583978780000056
其中dt为进入步骤(2)的累计时间，
Figure BDA0001583978780000057
为设计的正弦转速幅值，ts为设计的正弦运动轨迹的半个周期时间，
Figure BDA0001583978780000058
为其他CMG构成的力矩矩阵。假设
Figure BDA0001583978780000059
ts＝3.0秒、kn＝1的CMG正弦运动转速轨迹示意图见图2，可见大概3秒内CMG框架转动49度。
(3)计算CMG控制指令
将上述得到的CMG自适应调整框架转速
Figure BDA00015839787800000510
与CMG的其他操纵律合成，作为CMG控制指令输入。
装置实施例
本实施例还提供了一种基于框架角自适应调整的CMG操纵***，该***包括第一模块、第二模块和第三模块。其中，
第一模块，用于依次计算各CMG角动量方向单位矢量和飞行器期望控制力矩方向单位矢量
Figure BDA00015839787800000511
的夹角，得到包含所有夹角的夹角向量Φ,若夹角向量Φ中的最小夹角小于阈值ε，则需要进行自适应调整并计算调整方向；
第二模块，用于在自适应调整时间内，计算第一模块中最小夹角所对应的CMG框架的正弦运动转速及相应的力矩，再计算其他CMG的随动补偿转速；
第三模块，用于将第二模块中的最小夹角所对应的CMG框架的正弦运动转速、其他CMG的随动补偿转速与CMG的其他操纵律合成，作为CMG控制指令输入。
上述实施例中，若夹角向量Φ中的最小夹角对应第n个CMG框架，则调整方向为
Figure BDA0001583978780000061
其中，
Figure BDA0001583978780000062
为第n个CMG框架的角动量方向单位矢量，
Figure BDA0001583978780000063
为第n个CMG框架的框架转轴单位矢量，sgn(·)为取1或-1两态的符号函数，dot(·)为点乘函数。
上述实施例中，阈值ε为大于30°。
上述实施例中，最小夹角所对应的CMG框架的正弦运动转速即第n个CMG框架的正弦运动转速为
Figure BDA0001583978780000064
其中，dt为自适应调整时间，
Figure BDA0001583978780000065
为正弦转速幅值，ts为正弦运动轨迹的半个周期时间。
上述实施例中，其他CMG的随动补偿转速为
Figure BDA0001583978780000066
其中，
Figure BDA0001583978780000067
为其他CMG框架构成的力矩矩阵，Ttn为第n个CMG框架以转速
Figure BDA0001583978780000068
运动产生的力矩。
本实施例通过阈值ε的设计值和操作方法主动提高CMG***奇异度，远离奇异区域，而不需要进行奇异规避；本实施例调整过程自适应，框架角自适应调整采用正弦运动规律并且由其他CMG随动补偿，不产生额外力矩，一方面减小对CMG框架运动的启、停性能需求，另一方面有利于飞行器稳定。
以上所述的实施例只是本发明较优选的具体实施方式，本领域的技术人员在本发明技术方案范围内进行的通常变化和替换都应包含在本发明的保护范围内。

Claims (10)

1.一种基于框架角自适应调整的CMG操纵方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：
(1)依次计算各CMG角动量方向单位矢量和飞行器期望控制力矩方向单位矢量
Figure FDA0002413301900000011
的夹角，得到包含所有夹角的夹角向量Φ,若夹角向量Φ中的最小夹角小于阈值ε，则需要进行自适应调整并计算调整方向；
(2)在自适应调整时间内，计算步骤(1)中最小夹角所对应的CMG框架的正弦运动转速及相应的力矩，再计算其他CMG的随动补偿转速；
(3)将步骤(2)中的最小夹角所对应的CMG框架的正弦运动转速、其他CMG的随动补偿转速与CMG的其他操纵律合成，作为CMG控制指令输入。
2.根据权利要求1所述的基于框架角自适应调整的CMG操纵方法，其特征在于：在步骤(1)中，若夹角向量Φ中的最小夹角对应第n个CMG框架，则调整方向为
Figure FDA0002413301900000012
其中，
Figure FDA0002413301900000013
为第n个CMG框架的角动量方向单位矢量，
Figure FDA0002413301900000014
为第n个CMG框架的框架转轴单位矢量，sgn(·)为取1或-1两态的符号函数，dot(·)为点乘函数。
3.根据权利要求1所述的基于框架角自适应调整的CMG操纵方法，其特征在于：在步骤(1)中，阈值ε为大于30°。
4.根据权利要求2所述的基于框架角自适应调整的CMG操纵方法，其特征在于：在步骤(2)中，最小夹角所对应的CMG框架的正弦运动转速即第n个CMG框架的正弦运动转速为
Figure FDA0002413301900000015
其中，dt为自适应调整时间，
Figure FDA0002413301900000016
为正弦转速幅值，ts为正弦运动轨迹的半个周期时间。
5.根据权利要求4所述的基于框架角自适应调整的CMG操纵方法，其特征在于：在步骤(2)中，其他CMG的随动补偿转速为
Figure FDA0002413301900000017
其中，
Figure FDA0002413301900000018
为其他CMG框架构成的力矩矩阵，Ttn为第n个CMG框架以转速
Figure FDA0002413301900000019
运动产生的力矩。
6.根据权利要求4所述的基于框架角自适应调整的CMG操纵方法，其特征在于：在步骤(2)中，若自适应调整时间dt大于正弦运动轨迹的半个周期时间ts，自适应调整结束。
7.一种基于框架角自适应调整的CMG操纵***，其特征在于包括：
第一模块，用于依次计算各CMG角动量方向单位矢量和飞行器期望控制力矩方向单位矢量
Figure FDA0002413301900000021
的夹角，得到包含所有夹角的夹角向量Φ,若夹角向量Φ中的最小夹角小于阈值ε，则需要进行自适应调整并计算调整方向；
第二模块，用于在自适应调整时间内，计算第一模块中最小夹角所对应的CMG框架的正弦运动转速及相应的力矩，再计算其他CMG的随动补偿转速；
第三模块，用于将第二模块中的最小夹角所对应的CMG框架的正弦运动转速、其他CMG的随动补偿转速与CMG的其他操纵律合成，作为CMG控制指令输入。
8.根据权利要求7所述的基于框架角自适应调整的CMG操纵***，其特征在于：若夹角向量Φ中的最小夹角对应第n个CMG框架，则调整方向为
Figure FDA0002413301900000022
其中，
Figure FDA0002413301900000023
为第n个CMG框架的角动量方向单位矢量，
Figure FDA0002413301900000024
为第n个CMG框架的框架转轴单位矢量，sgn(·)为取1或-1两态的符号函数，dot(·)为点乘函数。
9.根据权利要求7所述的基于框架角自适应调整的CMG操纵***，其特征在于：阈值ε为大于30°。
10.根据权利要求7所述的基于框架角自适应调整的CMG操纵***，其特征在于：最小夹角所对应的CMG框架的正弦运动转速即第n个CMG框架的正弦运动转速为
Figure FDA0002413301900000025
其中，dt为自适应调整时间，
Figure FDA0002413301900000026
为正弦转速幅值，ts为正弦运动轨迹的半个周期时间。
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