專利名稱：基于奇異值分解的單框架控制力矩陀螺群協調控制方法
技術領域：
本發明涉及一種航天器的姿態控制方法，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：
隨著航天事業的發展，現代航天器對姿態控制系統的精度、壽命以及可靠性的要求越來越高。航天器在軌姿態控制主要是通過執行機構輸出控制力矩來實現。目前航天器采用的姿態控制執行機構主要有噴氣推力器、角動量交換裝置、磁力矩器等。其中角動量交換裝置具有能夠提供連續姿態控制力矩、不消耗燃料、不污染光學設備和飛行環境、不易激發航天器撓性附件的振動等優點，因而作為航天器姿態控制系統的主執行機構而廣泛應用于高精度、長壽命的航天器。角動量交換裝置的工作原理建立在角動量守恒的基礎上，當其角動量的大小或者方向按一定規律變化時，將產生連續的反作用力矩作用在航天器本體上，從而達到控制航天器姿態的目的。在各類角動量交換裝置中，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，還具有結構簡單、可靠性高、 系統響應快、控制更精確等優點，已成為工程實際中大型長壽命航天器的首選姿態控制執行機構，如美國的大型太空望遠鏡(LST)以及前蘇聯發射的和平號空間站(MIR)都采用了 SGCM(}s作為姿態控制主執行機構。中國關于CMGs的研究起步較晚，北京控制工程研究所于 1999年開始研制機械軸承SGCMGs，并首次成功應用于2011年9月發射的天宮一號目標飛行器。在運用SGCMGs對航天器進行姿態控制時，需要首先設計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控制系統要求的指令力矩一致。然而，SGCMGs固有的構型奇異問題卻給操縱律設計帶來了很大困難。SGCMGs的構型奇異是指當處于某些框架角組合時，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SGCMGs中有部分陀螺失效時，對應于奇異的框架角組合的數量會急劇增多，使得奇異問題更加嚴重。雖然許多學者對此進行了大量研究，但所設計的操縱律仍存在一些問題，如零運動操縱律無法避免顯奇異點，且在 SGCMGs構型接近奇異時，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弓I入力矩誤差，使姿態控制精度下降。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構，其姿態控制執行機構至少包含有兩套五棱錐構型SGCMGs，分別安裝于核心艙和對接的應用艙之一。傳統的控制方案中，核心艙SGCMGs通常用于單獨核心艙以及對接后整個組合體的姿態控制，而應用艙SGCMGs僅用于對接前應用艙的姿態控制。這種方案最大的問題在于，當僅利用核心艙SGCMGs進行組合體控制時，若部分陀螺發生故障，則現有操縱律無法保證 SGCMGs能同時實現奇異的完全避免和力矩的精確輸出。本發明正是針對這一難點問題，提出一種應用于SGCMGs的基于奇異值分解的協調控制方法，旨在為國內現今的和將來的大型航天器姿態控制任務提供技術支持。

發明內容
本發明的目的是針對具有兩套五棱錐構型SGCM(}s控制的航天器，提出一種 SGCMGs協調控制方法，保證在部分陀螺失效時和陀螺奇異時，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。本發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調控制方法，在航天器具有兩套五棱錐構型SGCMGs，并且其中A套的部分陀螺(包括1、2或3個)失效，B套正常工作的情況下，可以適用本發明的方法。本發明的方法包括以下步驟步驟一、將控制整個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利用偽逆加零運動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轉，輸出力矩之和作用于航天器，完成精確的姿態控制。有益效果在無需配置額外執行機構的情況下，本發明方法充分利用兩套SGCMGs的控制能力，通過兩套SGCMGs的協調控制，很好的解決了單獨利用一套SGCMGs進行航天器姿態控制時無法解決的問題，保證在部分陀螺失效時和陀螺奇異時，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，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)的結構示意圖。圖2為兩套SGCMGs的構型示意圖。圖3為基于奇異值分解的兩套SGCMGs協調控制方法原理圖。圖4為基于兩套SGCMGs的組合體航天器姿態控制系統。圖5為A套SGCMGs的奇異度量結果圖。圖6為A套SGCMGs的實際框架角速度結果圖。圖7為兩套SGCMGs的實際輸出力矩與指令控制力矩的誤差結果圖。
具體實施例方式下面結合附圖，詳細說明本發明的優選實施方式。為更清楚的介紹本實施例，首先簡單說明SGCMG輸出力矩的原理，再結合兩套五棱錐構型的SGCMGs說明本方法的實施。需要強調的是，該方法只需要兩套五棱錐構型的 SGCMGs，而并不依賴于具體的安裝方式。參見圖1，SGCMG由一個恒速轉動的轉子和支撐轉子的框架組成， 為轉子自旋軸方向，營為框架軸轉速方向，F與輸出控制力矩方向相反。轉子自旋軸與框架軸正交安裝，分別由轉子電機和框架電機驅動。轉子電機驅動轉子繞自旋軸恒速旋轉，產生一個恒定角動量。框架電機根據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轉過框架角δ。 由于框架軸的轉動，導致轉子自旋軸方向改變，使轉子的角動量發生改變，從而輸出一個陀螺力矩。對于單個SGCMG，根據以上介紹的工作原理，可以得到其所輸出的控制力矩為
權利要求
1.一種基于奇異值分解的單框架控制力矩陀螺群協調控制方法，該方法適用于航天器具有兩套五棱錐構型SGCMGs，并且其中A套有1個、2個或3個陀螺失效，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利用偽逆加零運動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轉，輸出力矩之和作用于航天器，完成精確的姿態控制。
2.根據權利要求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調控制方法，其特征在于，在步驟一中，依據兩套SGCMGs的最小包絡角動量大小進行力矩分配假設從所設計的姿態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
本發明涉及一種基于奇異值分解的單框架控制力矩陀螺群協調控制方法，首先將控制整個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轉，輸出力矩之和作用于航天器，完成精確的姿態控制。本發明在無需配置額外執行機構的情況下，保證在部分陀螺失效時和陀螺奇異時，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，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G05D1/08GK102566578SQ201210009458
公開日2012年7月11日 申請日期2012年1月12日 優先權日2012年1月12日
發明者徐世杰, 桂海潮, 金磊 申請人:北京航空航天大學