CN110723316B - 一种sgcmg的框架角速度确定方法 - Google Patents
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Abstract
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。
Description
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***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***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***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***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;
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,δi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***的新型操纵律,解决了***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;
2)本发明方法基于构建考虑框架角偏离标称的距离、框架角指令幅值及力 矩输出偏差的多目标优化代价函数,通过最优化方法得到多目标的CMG操纵 律,调和了CMG框架奇异规避与姿态控制力矩之间的矛盾,确保沿任意姿态 机动均能实现高性能姿态控制。
附图说明
图1为本发明方法流程图;
图2为卫星三轴姿态角和角速度曲线;
图3为SGCMG低速框架角速度指令曲线。
具体实施方式
单框架控制力矩陀螺群即SGCMG群,SGCMG群***配置已成为国际上 高性能姿态机动航天器的一大趋势。长期在轨姿态快速机动可能存在姿态机动 后框架构型临近或陷于奇异状态,导致***失稳的风险。鉴于航天器三轴姿态 机动控制与奇异规避双重需求,本发明一种SGCMG的框架角速度确定方法, 创造性地构造了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 的多目标优化代价函数,基于多目标优化技术得到了一种新型CMG***的新 型操纵律。该方法实现了姿态机动中奇异规避及机动后框架标称位置的返回, 调和了CMG框架奇异规避与姿态控制力矩之间的矛盾,确保沿任意姿态机动 的高性能实现,大大提高了CMG***的姿态稳定和姿态机动能力。该算法的 有效性通过了数学仿真验证。
本发明方法步骤如下:
Step1:根据SGCMG群的合成角动量为零、SGCMG群构型奇异度较大、 SGCMG在各个方向力矩输出能力相当等因素确定各种不同组合的SGCMG群 的标称框架角向量;
Step2:采集当前实时每个SGCMG的框架角向量为δ,计算框架角运动方 程的雅克比矩阵Jacob及框架角偏离标称的偏差Δδ=δ0-δ;
Step3:构造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 的综合多目标优化代价函数,通过极小化代价函数计算SGCMG框架角速度指 令进行姿态控制。具体步骤为首先当周期姿态机动情况、奇异度情况实时 调整奇异点规避参数α1、α2,再根据雅克比矩阵、控制力矩指令τr,计算各个 CMG框架角速度指令进行姿态控制。
切换新的SGCMG组合后,需要根据新的SGCMG组合的角动量包络调整 姿态机动的角速度和角加速度以及相关控制器参数。
如图1所示,本发明一种SGCMG的框架角速度确定方法,包括步骤如下:
1)将n个SGCMG以任意规律由1~n编号处理,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 δ0=[δ01...δ0i...δ0n]T,其中,δ0i为第i个SGCMG的标称框架角,i∈[1,n];
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。
即H=h(A sin δ0+B cos δ0)E=[0 0 0]T,且JD=det(Jacob·JacobT)取最大值,其中,Jacob=A cos δ0-B sin δ0,h为SGCMG的角动量,卫星安装有n个SGCMG, 每个SGCMG的角动量相同,H为n个SGCMG的合成角动量,A、B为与 SGCMG框架轴安装指向相关的系数矩阵,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;E为n维单位矢量,E=[1 1 ... 1]T,JD为构型的奇异度,det 为求行列式。sin δ0、cos δ0分别为第i个SGCMG标称框架角对应的正、余弦对 角阵,具体如下:
2)根据当前实时每个SGCMG的框架角δi,i∈[1,n],n个SGCMG,分 别对应δ1 δ2 ...δn,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;
所述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-Bsin δ,
其中,sin δ为框架角对应的正弦对角阵,cos δ为框架角对应的余弦对角阵, sinδ矩阵对角线上的元素为第i个SGCMG框架角δi的正弦值,cos δ矩阵对角 线上的元素为第i个SGCMG框架角δi的余弦值。δi为第i个SGCMG的框架 角,i∈[1,n]。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,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;
所述框架角偏离标称的偏差Δδ的确定方法,具体为:
Δδ=δ0-δ,
δ0=[δ01 ...δ0i... δ0n]T,δ=[δ1 ...δi... δn]T,
其中,δ0i为第i个SGCMG的标称框架角。δ0为n个SGCMG构型的标称 框架角向量。
3)基于构建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 的多目标优化代价函数,通过最优化方法得到综合上述目标的SGCMG操纵律, 根据姿态控制得到的力矩指令τr和步骤2)确定的所述雅克比矩阵Jacob及框架 角偏离标称的偏差,由下式多目标优化操纵律确定SGCMG框架角速度将 所述SGCMG框架角速度作为框架角速度指令,控制SGCMG低速框架轴按照 所述框架角速度指令转动,控制卫星姿态。
δr=α1((α1+α2)I+JacobT·Jacob)-1·Δδ+δ-Ts((α1+α2)I+JacobT·Jacob)-1·JacobT·τr/h,
其中,δr为框架角指令,Ts为SGCMG的采样周期,h为SGCMG的角动 量,I为n维的单位阵,α1、α2为设计的奇异点规避参数,α1≥0,且α2≥0,并 可根据当周期姿态机动情况、奇异度情况实时调整。
实施例1:对于安装3个高精度星敏感器、6个高精度陀螺、6个五棱锥安 装的CMG群的卫星,记各CMG标号为CMG1、CMG2、CMG3、CMG4、 CMG5、CMG6。一种SGCMG***的多目标优化操纵律,按照如图1的方法 流程图,具体实施如下:
1)卫星初始运行时所有CMG均正常工作,该组合情况下选取标称框架角 δCMG0=[88.03;-92.32;-92.41;60.740591;-116.144;-145.265],使得该构型情 况下三轴合成角动量H为零,奇异度JD=7.299,CMG在各个方向力矩输出能 力相当。
2)卫星运行至2000秒时,CMG1、CMG2、CMG5发生故障,其余CMG 均正常工作,该组合情况下选取标称框架角δCMG0=[0;0;242.2276997; 297.7723;0;270],使得该构型情况下三轴合成角动量H为零,奇异度JD=0.72 最大,CMG在各个方向力矩输出能力相当。
3)卫星运行至5000秒时,注入滚动轴机动30度。此时根据CMG3、CMG4、 CMG6实时测量的框架角和多目标优化技术,选取奇异点规避参数α1、α2,同 时根据卫星三轴姿态角和角速度控制误差进行控制力矩指令计算,进而计算各 个CMG框架角速度指令,进行姿态机动和姿态控制,如图3为计算的各个CMG 框架角速度指令曲线,如图2为卫星三轴姿态角和角速度曲线,姿态机动和姿 态控制正常。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。
Claims (5)
1.一种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,其特征在于,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;
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δr,将所述SGCMG框架角速度作为框架角速度指令。
2.根据权利要求1所述的一种SGCMG的框架角速度确定方法,其特征在于,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。
4.根据权利要求3所述的一种SGCMG的框架角速度确定方法,其特征在于,所述步骤2)框架角偏离标称的偏差Δδ的确定方法,具体为:
Δδ=δ0-δ,
δ0=[δ01...δ0i...δ0n]T,δ=[δ1...δi...δn]T,
其中,δ0为n个SGCMG构型的标称框架角向量,δ0i为第i个SGCMG的标称框架角。
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PB01 | Publication | ||
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GR01 | Patent grant | ||
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