CN110597274B - 一种适应姿态重定向的sgcmg动态框架角速度确定方法 - Google Patents

Abstract

一种适应姿态重定向的SGCMG动态框架角速度确定方法，步骤包括：根据当前实时的n个SGCMG的框架角向量δ，确定n个SGCMG的合成角动量H、框架角运动方程的雅克比矩阵Jacob、SGCMG框架角偏离标称的距离Δδ_norm；根据姿态重定向轨迹的特征时间参数和H、Jacob、Δδ_norm，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，进行卫星姿态的姿态重定向。本发明方法根据姿态重定向运动规律，由机动过程不同阶段对SGCMG系统合成角动量、框架偏离标称构型距离等变化的不同目标需求，引入相应参数动态调整机制，优化姿态重定向方式下CMG操纵性能。

Description

一种适应姿态重定向的SGCMG动态框架角速度确定方法

技术领域

本发明一种适应姿态重定向的SGCMG动态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群的姿态机动和高稳定度姿态控制。

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SGCMG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SGCMG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，其次在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SGCMG框架角速度，进行姿态控制。目前已有的方法框架回标称增益系数为常数，无法实时根据机动特性和框架角偏离标称情况进行调整，可能使得卫星失去姿态机动能力。

发明内容

本发明的技术解决问题是：

克服现有技术的不足，提出了一种适应姿态重定向的SGCMG动态框架角速度确定方法，对采用控制力矩陀螺SGCMG群的姿态控制系统，根据重定向机动的角动量变化规律与角动量与SGCMG框架角的映射关系，引入了与姿态重定向机动相适应的目标动态调整策略，解决了系统在姿态机动结束后过程后框架角可能无法回到初始状态，继而导致后续姿态稳定控制中航天器部分通道姿态失控，使得卫星失去姿态机动能力的问题。

本发明的技术方案为：

一种适应姿态重定向的SGCMG动态框架角速度确定方法，包括，

1)根据卫星轨迹规划，确定姿态重定向轨迹的特征时间参数；所述特征时间参数包括：t₂、t₃；其中，t₂为姿态重定向机动减速开始时刻，t₃为姿态重定向机动结束时刻；

2)根据当前实时的n个SGCMG的框架角向量δ，确定n个SGCMG的合成角动量H、框架角运动方程的雅克比矩阵Jacob、SGCMG框架角偏离标称的距离Δδ_norm；

3)根据步骤1)确定的所述特征时间参数和步骤2)确定的所述SGCMG框架角偏离标称的距离、n个SGCMG合成角动量H、框架角运动方程的雅克比矩阵，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，进行卫星姿态的姿态重定向。

本发明与现有技术相比的有益效果在于：

本发明方法利用已有执行机构配置，根据姿态重定向机动的角动量变化规律与角动量与SGCMG框架角的映射关系，引入了与姿态重定向机动相适应的目标动态调整策略，综合考虑框架偏离标称的距离、姿态机动过程时间、与SGCMG合成角动量幅值，动态调整框架回标称增益系数，提升机动过程后期框架角回复到理想标称的能力，解决了系统已有的方法框架回标称增益系数为常数，无法实时根据机动特性进行调整，可能使得卫星失去姿态机动能力的问题。

附图说明

图1为力矩正弦形式的沿欧拉轴旋转速度及角加速度示意图；

图2为本发明方法流程图；

图3为卫星三轴姿态角和角速度曲线；

图4为SGCMG低速框架角速度曲线。

具体实施方式

对于单框架控制力矩陀螺SGCMG群系统，当航天器姿态重定向机动结束后往往期望CMG回到选定的理想标称框架构型状态，然而一旦框架角无法保证回到标称构型而进入另一非预期状态时，若该状态临近奇异点或本身即为奇异状态则继而导致后续姿态稳定控制中航天器部分通道姿态失控。

针对广泛应用的航天器姿态重定向机动的控制力矩陀螺群的控制问题，本发明根据重定向机动的角动量变化规律与角动量与SGCMG框架角的映射关系，引入与姿态重定向机动相适应的目标动态调整策略，提升机动过程后期框架角回复到理想标称的能力，改善SGCMG系统姿态机动中的控制效果，确保各目标动态调整的平稳性，确保沿任意姿态机动高性能实现，大大提高了系统的姿态稳定和姿态机动能力。本发明方法的有效性通过地面数学仿真、系统测试和在轨飞行验证。该算法已应用于多个在轨型号中。思路如下：

Step1：首先采用特定平滑轨迹，设计姿态重定向“点对点”形式的轨迹规划。姿态重定向“点对点”形式的姿态机动可转化为沿欧拉轴旋转，根据初始姿态与目标姿态可确定欧拉轴e与欧拉角χ_m，并对χ_m采用特定平滑轨迹进行规划。轨迹规划过程一般包括加速、匀速与减速共3个阶段，对于小角度姿态机动可能仅存在加速与减速2个阶段，ω_max与a_max分别为沿欧拉轴旋转最大角速度及最大角加速度，t₀与t₃分别为机动开始时刻与机动结束时刻，t₁与t₂分别为机动加速结束时刻与机动减速开始时刻。

当设定框架初始位置为远离奇异状态的标称位置时，对于不考虑外扰的零动量控制系统，由角动量守恒原理可知，在t∈[t₀ t₁]加速加段，SGCMG系统释放角动量并转移到星体，使得沿欧拉轴e方向星体角速度增加，此时各SGCMG框架偏离选定标称位置；在t∈[t₁t₂]匀速阶段，SGCMG系统与星体均角动量维持不变，此时各SGCMG框架角维持在加速段结束时刻的当前位置；在t∈[t₂ t₃]减速阶段，SGCMG系统吸收角动量并恢复到初始状态，并使得星体旋转角速率持续减小至静止，然而根据SGCMG框架角为角动量函数变量的有限孤立多解特性，SGCMG框架角往往无法保证返回初始所处标称框架角位置。

Step2：采集当前周期n个SGCMG框架角向量为δ，计算SGCMG群合成角动量H、框架角运动方程的雅克比矩阵Jacob、奇异度量JD及SGCMG框架角偏离标称的距离Δδ_norm；

Step3：综合考虑框架偏离标称的距离、姿态机动过程时间、与SGCMG合成角动量幅值，设计框架回标称增益系数，并计算SGCMG框架角速度

进行姿态控制。具体步骤为依次计算与框架偏离标称的距离Δδ_norm相关的增益系数k_αδ，与机动过程时间相关的增益系数k_αt，与SGCMG合成角动量幅值相关的增益系数k_αH，再计算框架回标称增益系数α₁，最后根据雅克比矩阵、三轴期望控制力矩，计算各个SGCMG框架角速度，进行姿态控制。

本发明一种适应姿态重定向的SGCMG动态框架角速度确定方法，方法流程图如图2所示，包括步骤如下：

1)根据卫星轨迹规划，确定姿态重定向轨迹的特征时间参数；所述特征时间参数包括：t₂、t₃；其中，t₂为姿态重定向机动减速开始时刻，t₃为姿态重定向机动结束时刻；所述姿态重定向轨迹的特征时间参数具体根据Bang-Bang轨迹或力矩正弦形式的轨迹确定。

2)根据当前实时的n个SGCMG的框架角向量δ＝[δ₁ ...δ_i... δ_n]^T，i∈[1，n]，n个SGCMG，分别对应δ₁ δ₂ ... δ_n，确定n个SGCMG的合成角动量H、框架角运动方程的雅克比矩阵Jacob、SGCMG框架角偏离标称的距离Δδ_norm；

所述确定n个SGCMG的合成角动量H、框架角运动方程的雅克比矩阵Jacob、框架角偏离标称的距离Δδ_norm，具体为：

H＝h(Asinδ+Bcosδ)E，

Jacob＝Acosδ-Bsinδ，

Δδ_norm＝||δ-δ₀||，

δ₀＝[δ₀₁ ...δ_0i... δ_0n]^T，δ＝[δ₁ ...δ_i... δ_n]^T，

其中，所述n个SGCMG以任意规律由1～n编号处理，δ₀为n个SGCMG的标称框架角向量，δ_0i为第i个SGCMG的标称框架角；h为SGCMG的高速转子的标称角动量，卫星安装的n个SGCMG角动量相同，H为n个SGCMG的合成角动量，A、B为与n个SGCMG安装相关的3×n维矩阵，A、B为与n个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维的单位矩阵，E＝[1 1 ...1]^T；sinδ、cosδ为实时的框架角正、余弦对角阵，sinδ矩阵对角线上的元素为第i个SGCMG框架角δ_i的正弦值，cosδ矩阵对角线上的元素为第i个SGCMG框架角δ_i的余弦值；δ_i为第i个SGCMG的框架角，i∈[1，n]。

3)根据步骤1)确定的所述特征时间参数和步骤2)确定的所述SGCMG框架角偏离标称的距离、n个SGCMG合成角动量H、框架角运动方程的雅克比矩阵，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，进行卫星姿态重定向。

步骤3)所述确定SGCMG框架角速度

的方法，包括步骤如下：

31)根据所述步骤2)确定的所述SGCMG框架角偏离标称的距离，确定增益系数k_αδ，使得施加框架回标称强度随该距离减小而减小。

32)根据步骤1)确定的所述姿态重定向机动结束时刻t₃与姿态重定向机动减速开始时刻t₂，确定增益系数k_αt；

33)根据步骤1)确定的所述n个SGCMG合成角动量H，确定增益系数k_αH；

34)根据步骤2)确定的所述框架角运动方程的雅克比矩阵和步骤31)～33)确定的所述k_αδ、k_αt、k_αH，确定框架角速度

需要根据工作CMG组合的角动量包络和轨迹规划情况，调整与框架偏离标称的距离相关的增益系数k_αδ、与机动过程时间相关的增益系数k_α、与CMG角动量幅值的模相关的增益系数k_αH。

步骤31)所述确定增益系数k_αδ，具体为：

其中，λ_δ≥0。

步骤32)所述确定增益系数k_αt，为保证施加框架回标称作用开始时刻及取消时刻的连续性，与机动过程时间相关增益系数可设计为：

其中，k_α0>0，t为当前时刻。

步骤33)所述确定增益系数k_αH，在减速阶段初期CMG系统角动量幅值一般较大，为避免在减速阶段初期施加不必要框架回标称作用，可设计为随CMG角动量减小逐步加强框架回复作用，故与CMG角动量幅值相关增益系数设计为如下指数形式，具体为：

k_αH＝exp(-λ_H||H||)，

其中，λ_H≥0，||H||表示n个SGCMG合成角动量H的模。

步骤34)所述确定框架角速度

具体为：

Inv_Jacob＝(Jacob[[Jacob^T+α₁I)^-1，

α₁＝k_αtk_αHk_αδ，

其中，α₁为框架回标称增益系数，α₁≥0，τ_r为上级输入的控制力矩指令，控制力矩指令根据卫星实时姿态角确定，I为n维单位矩阵。

实施例

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SGCMG群的卫星，记各SGCMG标号为CMG1、CMG2、CMG3、CMG4、CMG5、CMG6，其中CMG5、CMG6发生故障，CMG1、CMG2、CMG3、CMG4参与姿态控制。采用本发明方法具体实施如下：

1)设计加速度正弦轨迹规划，姿态机动最大角加速度取为0.025deg/s²，机动最大角速度取为0.3deg/s，姿态控制带宽取为0.008Hz。卫星运行至5000秒时，注入滚动轴机动30度，则可求出沿加速段结束时刻t₁＝5018.6、匀速段结束时刻t₂＝5099.9，减速段结束时刻t₃＝5118.6。

2)设计参数λ_δ＝1.0，k_α0＝0.1，λ_H＝0.1。根据当前周期的SGCMG框架角向量为δ，计算SGCMG群合成角动量H、框架角运动方程的雅克比矩阵Jacob、奇异度量JD及框架角偏离标称的距离Δδ_norm，再计算与框架偏离标称的距离Δδ_norm相关的增益系数k_αδ，与机动过程时间相关的增益系数k_αt，与SGCMG合成角动量幅值相关的增益系数k_αH，最后计算框架回标称增益系数α₁。

3)根据卫星三轴姿态角和角速度控制误差进行期望力矩计算，进而计算各个SGCMG框架角速度，进行姿态机动和姿态控制，控制效果如图3所示的卫星三轴姿态角和角速度曲线，如图4所示为SGCMG框架角速度曲线，姿态角控制误差小于0.01度，姿态角速度控制误差小于0.001度/秒。

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)

1.一种适应姿态重定向的SGCMG动态框架角速度确定方法，卫星安装有n个SGCMG，其特征在于，包括步骤如下：

1)根据卫星轨迹规划，确定姿态重定向轨迹的特征时间参数；所述特征时间参数包括：t₂、t₃；其中，t₂为姿态重定向机动减速开始时刻，t₃为姿态重定向机动结束时刻；

2)根据当前实时的n个SGCMG的框架角向量δ，确定n个SGCMG的合成角动量H、框架角运动方程的雅克比矩阵Jacob、SGCMG框架角偏离标称的距离Δδ_norm；

3)根据步骤1)确定的所述特征时间参数和步骤2)确定的所述SGCMG框架角偏离标称的距离、n个SGCMG合成角动量H、框架角运动方程的雅克比矩阵，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，进行卫星姿态重定向；

步骤2)所述确定n个SGCMG的合成角动量H、框架角运动方程的雅克比矩阵Jacob、框架角偏离标称的距离Δδ_norm，具体为：

H＝h(Asinδ+Bcosδ)E，

Jacob＝Acosδ-Bsinδ，

Δδ_norm＝||δ-δ₀||，

δ₀＝[δ₀₁...δ_0i...δ_0n]^T，δ＝[δ₁...δ_i...δ_n]^T，

其中，所述n个SGCMG以任意规律由1～n编号处理，δ₀为n个SGCMG的标称框架角向量，δ_0i为第i个SGCMG的标称框架角；h为SGCMG的高速转子的标称角动量，卫星安装的n个SGCMG角动量相同，H为n个SGCMG的合成角动量，A、B为与n个SGCMG框架轴安装指向相关的3×n维的系数矩阵，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维的单位矩阵，E＝[1 1...1]^T；δ_i为第i个SGCMG的框架角，i∈[1，n]；

步骤3)所述确定SGCMG框架角速度

的方法，包括步骤如下：

31)根据所述步骤2)确定的所述SGCMG框架角偏离标称的距离，确定增益系数k_αδ；

32)根据步骤1)确定的所述姿态重定向机动结束时刻t₃与姿态重定向机动减速开始时刻t₂，确定增益系数k_αt；

33)根据步骤1)确定的所述n个SGCMG合成角动量H，确定增益系数k_αH；

34)根据步骤2)确定的所述框架角运动方程的雅克比矩阵和步骤31)～33)确定的所述k_αδ、k_αt、k_αH，确定框架角速度

步骤34)所述确定框架角速度

具体为：

Inv_Jacob＝(Jacob·Jacob^T+α₁I)^-1，

α₁＝k_αtk_αHk_αδ，

其中，τ_r为上级输入的控制力矩指令，I为n维单位矩阵。

2.根据权利要求1所述的一种适应姿态重定向的SGCMG动态框架角速度确定方法，其特征在于，步骤31)所述确定增益系数k_αδ，具体为：

其中，λ_δ≥0。

3.根据权利要求1所述的一种适应姿态重定向的SGCMG动态框架角速度确定方法，其特征在于，步骤32)所述确定增益系数k_αt，具体为：

其中，k_α0>0，t为当前时刻。

4.根据权利要求1所述的一种适应姿态重定向的SGCMG动态框架角速度确定方法，其特征在于，步骤33)所述确定增益系数k_αH，具体为：

k_αH＝exp(-λ_H||H||)，

其中，λ_H≥0，||H||表示n个SGCMG合成角动量H的模。

5.根据权利要求1～4任意之一所述的一种适应姿态重定向的SGCMG动态框架角速度确定方法，其特征在于，所述步骤1)确定姿态重定向轨迹的特征时间参数的方法，具体根据Bang-Bang轨迹或力矩正弦形式的轨迹确定。

Images