專利名稱：基于奇異值分解的單框架控制力矩陀螺群協(xié)調(diào)控制方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種航天器的姿態(tài)控制方法，具體涉及一種單框架控制力矩陀螺群的控制方法。
背景技術(shù)：
隨著航天事業(yè)的發(fā)展，現(xiàn)代航天器對姿態(tài)控制系統(tǒng)的精度、壽命以及可靠性的要求越來越高。航天器在軌姿態(tài)控制主要是通過執(zhí)行機(jī)構(gòu)輸出控制力矩來實(shí)現(xiàn)。目前航天器采用的姿態(tài)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)主要有噴氣推力器、角動(dòng)量交換裝置、磁力矩器等。其中角動(dòng)量交換裝置具有能夠提供連續(xù)姿態(tài)控制力矩、不消耗燃料、不污染光學(xué)設(shè)備和飛行環(huán)境、不易激發(fā)航天器撓性附件的振動(dòng)等優(yōu)點(diǎn)，因而作為航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)的主執(zhí)行機(jī)構(gòu)而廣泛應(yīng)用于高精度、長壽命的航天器。角動(dòng)量交換裝置的工作原理建立在角動(dòng)量守恒的基礎(chǔ)上，當(dāng)其角動(dòng)量的大小或者方向按一定規(guī)律變化時(shí)，將產(chǎn)生連續(xù)的反作用力矩作用在航天器本體上，從而達(dá)到控制航天器姿態(tài)的目的。在各類角動(dòng)量交換裝置中，單框架控制力矩陀螺群(Single Gimbal Control Moment Gyros, SGCMGs)不僅能輸出大幅值控制力矩，還具有結(jié)構(gòu)簡單、可靠性高、 系統(tǒng)響應(yīng)快、控制更精確等優(yōu)點(diǎn)，已成為工程實(shí)際中大型長壽命航天器的首選姿態(tài)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)，如美國的大型太空望遠(yuǎn)鏡(LST)以及前蘇聯(lián)發(fā)射的和平號(hào)空間站(MIR)都采用了 SGCM(}s作為姿態(tài)控制主執(zhí)行機(jī)構(gòu)。中國關(guān)于CMGs的研究起步較晚，北京控制工程研究所于 1999年開始研制機(jī)械軸承SGCMGs，并首次成功應(yīng)用于2011年9月發(fā)射的天宮一號(hào)目標(biāo)飛行器。在運(yùn)用SGCMGs對航天器進(jìn)行姿態(tài)控制時(shí)，需要首先設(shè)計(jì)SGCMGs的操縱律，由指令控制力矩確定陀螺框架角速度，使陀螺輸出力矩與航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)要求的指令力矩一致。然而，SGCMGs固有的構(gòu)型奇異問題卻給操縱律設(shè)計(jì)帶來了很大困難。SGCMGs的構(gòu)型奇異是指當(dāng)處于某些框架角組合時(shí)，各陀螺的輸出力矩矢量共面，而使得在垂直于該平面的方向即奇異方向上無法提供要求的力矩，特別是當(dāng)SGCMGs中有部分陀螺失效時(shí)，對應(yīng)于奇異的框架角組合的數(shù)量會(huì)急劇增多，使得奇異問題更加嚴(yán)重。雖然許多學(xué)者對此進(jìn)行了大量研究，但所設(shè)計(jì)的操縱律仍存在一些問題，如零運(yùn)動(dòng)操縱律無法避免顯奇異點(diǎn)，且在 SGCMGs構(gòu)型接近奇異時(shí)，框架角速度解過大甚至無解；魯棒偽逆和廣義魯棒偽逆操縱律都會(huì)弓I入力矩誤差，使姿態(tài)控制精度下降。另一方面，目前世界上已有的大型組合體航天器大都采用多艙段的結(jié)構(gòu)，其姿態(tài)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)至少包含有兩套五棱錐構(gòu)型SGCMGs，分別安裝于核心艙和對接的應(yīng)用艙之一。傳統(tǒng)的控制方案中，核心艙SGCMGs通常用于單獨(dú)核心艙以及對接后整個(gè)組合體的姿態(tài)控制，而應(yīng)用艙SGCMGs僅用于對接前應(yīng)用艙的姿態(tài)控制。這種方案最大的問題在于，當(dāng)僅利用核心艙SGCMGs進(jìn)行組合體控制時(shí)，若部分陀螺發(fā)生故障，則現(xiàn)有操縱律無法保證 SGCMGs能同時(shí)實(shí)現(xiàn)奇異的完全避免和力矩的精確輸出。本發(fā)明正是針對這一難點(diǎn)問題，提出一種應(yīng)用于SGCMGs的基于奇異值分解的協(xié)調(diào)控制方法，旨在為國內(nèi)現(xiàn)今的和將來的大型航天器姿態(tài)控制任務(wù)提供技術(shù)支持。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是針對具有兩套五棱錐構(gòu)型SGCM(}s控制的航天器，提出一種 SGCMGs協(xié)調(diào)控制方法，保證在部分陀螺失效時(shí)和陀螺奇異時(shí)，仍能使陀螺精確有效地輸出控制力矩以控制航天器的姿態(tài)。本發(fā)明提供了一種基于奇異值分解的單框架控制力矩陀螺群協(xié)調(diào)控制方法，在航天器具有兩套五棱錐構(gòu)型SGCMGs，并且其中A套的部分陀螺(包括1、2或3個(gè))失效，B套正常工作的情況下，可以適用本發(fā)明的方法。本發(fā)明的方法包括以下步驟步驟一、將控制整個(gè)航天器所需的指令力矩按一定比例分配給兩套SGCMGs ；步驟二、利用奇異值分解的方法對分配給A套SGCMGs的指令力矩進(jìn)行再次分解， 將其中沿A套SGCMGs奇異方向的指令力矩分量分配給B套SGCMGs，而垂直于A套SGCMGs 奇異方向的指令力矩分量仍分配給A套SGCMGs ；步驟三、分配完成后，A套SGCMGs利用偽逆操縱律求解出其指令框架角速度，B套 SGCMGs利用偽逆加零運(yùn)動(dòng)操縱律求解出其指令框架角速度；步驟四、兩套SGCMGs分別按各自的指令框架角速度運(yùn)轉(zhuǎn)，輸出力矩之和作用于航天器，完成精確的姿態(tài)控制。有益效果在無需配置額外執(zhí)行機(jī)構(gòu)的情況下，本發(fā)明方法充分利用兩套SGCMGs的控制能力，通過兩套SGCMGs的協(xié)調(diào)控制，很好的解決了單獨(dú)利用一套SGCMGs進(jìn)行航天器姿態(tài)控制時(shí)無法解決的問題，保證在部分陀螺失效時(shí)和陀螺奇異時(shí)，仍能使陀螺精確有效地輸出控制力矩以控制航天器的姿態(tài)，還在最大程度上避免了單套SGCMGs過早飽和的可能性。


圖1為單框架控制力矩陀螺(SGCMG)的結(jié)構(gòu)示意圖。圖2為兩套SGCMGs的構(gòu)型示意圖。圖3為基于奇異值分解的兩套SGCMGs協(xié)調(diào)控制方法原理圖。圖4為基于兩套SGCMGs的組合體航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)。圖5為A套SGCMGs的奇異度量結(jié)果圖。圖6為A套SGCMGs的實(shí)際框架角速度結(jié)果圖。圖7為兩套SGCMGs的實(shí)際輸出力矩與指令控制力矩的誤差結(jié)果圖。
具體實(shí)施例方式下面結(jié)合附圖，詳細(xì)說明本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施方式。為更清楚的介紹本實(shí)施例，首先簡單說明SGCMG輸出力矩的原理，再結(jié)合兩套五棱錐構(gòu)型的SGCMGs說明本方法的實(shí)施。需要強(qiáng)調(diào)的是，該方法只需要兩套五棱錐構(gòu)型的 SGCMGs，而并不依賴于具體的安裝方式。參見圖1，SGCMG由一個(gè)恒速轉(zhuǎn)動(dòng)的轉(zhuǎn)子和支撐轉(zhuǎn)子的框架組成， 為轉(zhuǎn)子自旋軸方向，營為框架軸轉(zhuǎn)速方向，F(xiàn)與輸出控制力矩方向相反。轉(zhuǎn)子自旋軸與框架軸正交安裝，分別由轉(zhuǎn)子電機(jī)和框架電機(jī)驅(qū)動(dòng)。轉(zhuǎn)子電機(jī)驅(qū)動(dòng)轉(zhuǎn)子繞自旋軸恒速旋轉(zhuǎn)，產(chǎn)生一個(gè)恒定角動(dòng)量。框架電機(jī)根據(jù)控制指令使框架繞固連于航天器本體的框架軸以角速度S轉(zhuǎn)過框架角δ。 由于框架軸的轉(zhuǎn)動(dòng)，導(dǎo)致轉(zhuǎn)子自旋軸方向改變，使轉(zhuǎn)子的角動(dòng)量發(fā)生改變，從而輸出一個(gè)陀螺力矩。對于單個(gè)SGCMG，根據(jù)以上介紹的工作原理，可以得到其所輸出的控制力矩為
權(quán)利要求
1.一種基于奇異值分解的單框架控制力矩陀螺群協(xié)調(diào)控制方法，該方法適用于航天器具有兩套五棱錐構(gòu)型SGCMGs，并且其中A套有1個(gè)、2個(gè)或3個(gè)陀螺失效，B套正常工作的情況，包括以下步驟步驟一、將控制整個(gè)航天器所需的指令力矩按一定比例分配給兩套SGCMGs ；步驟二、利用奇異值分解的方法對分配給A套SGCMGs的指令力矩進(jìn)行再次分解，將其中沿A套SGCMGs奇異方向的指令力矩分量分配給B套SGCMGs，而垂直于A套SGCMGs奇異方向的指令力矩分量仍分配給A套SGCMGs ；步驟三、分配完成后，A套SGCMGs利用偽逆操縱律求解出其指令框架角速度，B套 SGCMGs利用偽逆加零運(yùn)動(dòng)操縱律求解出其指令框架角速度；步驟四、兩套SGCM(iS分別按各自的指令框架角速度運(yùn)轉(zhuǎn)，輸出力矩之和作用于航天器，完成精確的姿態(tài)控制。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于奇異值分解的單框架控制力矩陀螺群協(xié)調(diào)控制方法，其特征在于，在步驟一中，依據(jù)兩套SGCMGs的最小包絡(luò)角動(dòng)量大小進(jìn)行力矩分配假設(shè)從所設(shè)計(jì)的姿態(tài)控制器得到的總指令控制力矩為T。，分配給A套失效SGCMGs的指令控制力矩為T。a，表示為
全文摘要
本發(fā)明涉及一種基于奇異值分解的單框架控制力矩陀螺群協(xié)調(diào)控制方法，首先將控制整個(gè)航天器所需的指令力矩按一定比例分配給兩套SGCMGs；然后利用奇異值分解的方法對分配給A套SGCMGs的指令力矩進(jìn)行再次分解，將其中沿A套SGCMGs奇異方向的指令力矩分量分配給B套SGCMGs，而垂直于A套SGCMGs奇異方向的指令力矩分量仍分配給A套SGCMGs；分配完成后，兩套SGCMGs分別求解出其指令框架角速度，并按各自的指令框架角速度運(yùn)轉(zhuǎn)，輸出力矩之和作用于航天器，完成精確的姿態(tài)控制。本發(fā)明在無需配置額外執(zhí)行機(jī)構(gòu)的情況下，保證在部分陀螺失效時(shí)和陀螺奇異時(shí)，仍能使陀螺精確有效地輸出控制力矩以控制航天器的姿態(tài)，還在最大程度上避免了單套SGCMGs過早飽和的可能性。
文檔編號(hào)G05D1/08GK102566578SQ201210009458
公開日2012年7月11日 申請日期2012年1月12日 優(yōu)先權(quán)日2012年1月12日
發(fā)明者徐世杰, 桂海潮, 金磊 申請人:北京航空航天大學(xué)