一种考虑混合执行机构切换的航天器姿态动态控制分配方法.pdf

(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN108227728A(43)申请公布日2018.06.29(21)申请号201810269654.2(22)申请日2018.03.29(71)申请人北京航空航天大学地址100191北京市海淀区学院路37号(72)发明人胡庆雷刘振东谈笑郭雷王陈亮(51)Int.Cl.G05D1/08(2006.01)权利要求书3页说明书8页附图2页(54)发明名称一种考虑混合执行机构切换的航天器姿态动态控制分配方法(57)摘要一种考虑混合执行机构切换的航天器姿态动态控制分配方法，包括以下步骤：首先，建立采用由单框架控制力矩陀螺和反作用飞轮组成的混合执行机构的航天器姿态控制系统模型；然后，设计姿态控制系统的控制律，保证系统的稳定性；之后，设计控制分配方法的优化目标函数，并设计能够实现执行机构切换的切换参数；最后，基于拉格朗日乘子法和李雅普诺夫函数的方法设计了动态控制分配方法，该方法可以实现混合执行机构的平稳切换，提高航天器姿态机动时的快速性和姿态定向时的准确性和稳定性，可以较大的提高的计算效率。CN108227728ACN108227728A权利要求书1/3页1.一种考虑混合执行机构切换的航天器姿态动态控制分配方法，其特征在于，包括以下步骤：(1)基于航天器姿态运动学与动力学模型建立采用混合执行机构的航天器姿态控制系统模型；(2)基于步骤(1)建立的航天器姿态控制系统模型，设计航天器姿态控制系统的控制律，保证整个航天器姿态控制系统的稳定性；(3)考虑反作用飞轮RW和单框架控制力矩陀螺SGCMG的执行机构约束，以及单框架控制力矩陀螺SGCMG的奇异问题，设计控制分配算法的优化目标函数，并设计能够实现执行机构切换的切换参数；(4)基于步骤(3)建立的优化目标函数，根据拉格朗日乘子法和李雅普诺夫函数的方法，得到了动态控制分配方法。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：步骤(1)中建立的航天器姿态运动学模型如下：TT4T姿态四元素[q0,qv]∈R表示航天器本体相对于惯性坐标系I的姿态；qv＝[q1q2q3]是姿态四元素的向量部分，并且ex、ey、ez表示航天器转动的欧拉轴上的单位向量e在惯性坐标系三个坐标轴上的分量，φ表示航天器绕欧拉轴转过的角度，q0是姿态四元素的标量部分，并且向量部分qv与标量部分q0满足T3方程ω＝[ω1ω2ω3]∈R是航天器本体相对于惯性坐标系I的角速度，×ω1，ω2，ω3分别为卫星的横滚角速度、偏航角速度以及俯仰角速度；其中qv表示一类关于航天器姿态四元素向量部分的斜对称矩阵，把两个向量的向量积运算转化为矩阵与向量的乘积运算，其具有如下形式：航天器姿态的动力学模型如下所示：其中，J表示航天器的转动惯量矩阵，并且是3×3的正定对称矩阵；h∈R3是航天器的总角动量，并表示在体坐标系B的三个轴上，总角动量由航天器本体角动量Jω、控制力矩陀螺3×m角动量AwIwΩ和飞轮角动量ArwIrwΩrw三部分组成，所以h＝Jω+AwIwΩ+ArwIrwΩrw；Aw∈R3×m和At∈R是SGCMG的安装矩阵，m是SGCMG的个数，Aw的列向量是由m个SGCMG框架轴方向上3×n的单位向量构成，At的列向量是由m个SGCMG框架横向轴上的单位向量构成，Arw∈R是RW的安装矩阵，n是RW的个数；安装矩阵Aw和At的值取决于SGCMG框架转过的角度γ＝[γ1,γ2…2CN108227728A权利要求书2/3页Tdγm]，其中γi，i＝1,2,…,m，表示第i个SGCMG的框架转过的角度，并且Aw＝Aw0[Cosγ]+At0dddT[Sinγ]，At＝At0[Cosγ]-Aw0[Sinγ]，Aw0和At0表示SGCMG的安装矩阵在γ＝[0,0,…,0]∈Rm时的取值；[Cosγ]d表示以向量Cosγ的元素为对角线元素的对角矩阵，[Sinγ]d表示以向量Sinγ的元素为对角线元素的对角矩阵；其中Sin(γ)＝[sin(γ1),sin(γ2),…,sinTT(γm)]，Cos(γ)＝[cos(γ1),cos(γ2),…,cos(γm)]；m×mn×nIw∈R是对角矩阵，对角线元素是由m个相同的SGCMG的转动惯量构成，Irw∈R也是T对角矩阵，对角线元素是由n个相通的RW的转动惯量构成；Ω＝[Ω1,Ω2...Ωm]表示SGCMGn转子的角速度，Ωi，i＝1,2,…,m，表示第i个SGCMG转子的角速度；Ωrw∈R表示飞轮转子的d角速度，Ωrw,i，i＝1,2,…,m，表示第i个飞轮转子的角速度；Ω表示以向量Ω的元素为对角线元素的对角矩阵；表示γ的变化率，是SGCMG框架的转动角速度，i＝n1,2,…,m，则表示第i个SGCMG的框架的转动角速度；urw∈R是RW输出的控制力矩