CN111099040A - 一种基于控制力矩陀螺群控制的系统极性确定方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于控制力矩陀螺群控制的系统极性确定方法，该方法通过控制力矩计算，间接计算控制力矩陀螺群各对象角动量输出，再由角动量输出极性，判断控制力矩陀螺群极性。本发明的优点是能简单准确判断控制力矩陀螺群合成角动量输出，间接获取星体控制力矩输出极性，为卫星控制力矩陀螺群接入闭环回路提供系统控制极性信息，分步考核系统控制极性的正确性。

Description

一种基于控制力矩陀螺群控制的系统极性确定方法

技术领域

本发明涉及卫星控制技术领域，具体涉及利用单框架双自由度控制力矩陀螺进行卫星姿态控制，以五棱锥构型控制力矩陀螺群为例，提出一种卫星用控制力矩陀螺群控制的系统极性确定方法。

背景技术

卫星平台采用控制力矩陀螺群实现星体机动和稳定控制已广泛进入工程应用。单框架控制力矩陀螺群控制系统设计的重点是如何确定控制力矩陀螺群极性，如何根据控制力矩陀螺群构型设计进行群角动量分配，如何按被控卫星控制要求进行指令控制力矩计算，通过间接计算控制力矩陀螺群合成角动量转化为指令控制力矩输出最终实现卫星三轴控制。

控制力矩陀螺群极性确定与控制力矩陀螺群配置和安装方式相关，与控制力矩陀螺群构型设计相关，与控制力矩陀螺群初始极性偏差相关。采用控制力矩陀螺群控制若出现控制极性确定错误，将导致被控卫星不能按预期的控制要求进行控制，可能导致卫星姿态变大，有可能导致控制力矩陀螺群操纵律设计无效，使控制系统被动进入奇异状态，最终无法输出有效的控制力矩。

目前，控制力矩陀螺群卫星控制的应用及研究成果大多基于控制算法及控制力矩陀螺操纵律设计，而对控制力矩陀螺群极性确定多数基于气浮台试验仿真验证。

传统采用气浮台实现极性输出检测，需要搭建气浮台仿真系统，检测手段复杂且代价大。如何采用等效评价手段正确检测控制力矩陀螺群极性，成为仿真测试的重点。

发明内容

本发明的目的是针对这一工程应用问题，提供一种控制力矩陀螺群控制的系统极性确定方法，能够在工程约束条件下简单、准确判断控制力矩陀螺群合成角动量输出，间接获取星体控制力矩输出极性，通过闭环回路进一步佐证系统控制力矩陀螺群极性确定的正确性。

为了达到上述目的，本发明提供了一种控制力矩陀螺群控制的系统极性确定方法，通过控制力矩计算，间接计算控制力矩陀螺群各对象角动量输出，再由角动量输出极性，判断控制力矩陀螺群极性。

具体来说，该方法包含：

步骤1：确认控制力矩陀螺群的安装坐标系、初始安装偏差、输出极性坐标转换分别与被控卫星对象控制力矩输出极性描述一致；

步骤2，确定极性：设定被控卫星对象的三轴姿态偏差，通过三轴姿态偏差控制，获取对应的控制力矩输出，推算控制力矩陀螺群三轴角动量变化的输出规律。

较佳地，所述的控制力矩陀螺群呈五棱锥构型安装。

较佳地，所述的被控卫星对象的三轴姿态偏差包含：卫星姿态角偏差、卫星姿态角速度偏差，通过独立设置三轴任一轴姿态偏差，获取对应轴姿态偏差所需的控制力矩。

较佳地，步骤2中，所述的控制力矩陀螺群角动量输出与控制力矩输出满足微分关系，从而获取三轴角动量变化规律。

较佳地，该方法还包含：

步骤3，极性的正确性验证：通过角动量变化的输出规律，以及被控卫星对象姿态偏差控制的收敛情况，判断被控对象指令力矩输出的正确性。

五棱锥构型控制力矩陀螺群合成角动量在各种框架角组合下，使被控卫星具有三维姿态调节能力，其控制律是控制力矩陀螺群动力学的逆问题，即根据控制力矩陀螺群各对象的框架角现况，合理分配控制力矩陀螺各对象的框架角或框架角速度，使控制力矩陀螺群的输出力矩与被控卫星对象要求的指令输出力矩相等。由于控制量的维数大于控制自由度，逆问题求解取值不唯一。控制力矩陀螺群极性确定就是根据控制力矩陀螺群配置和安装方式，进行控制力矩陀螺群角动量分配，使控制力矩陀螺群输出力矩精确跟踪需要的控制力矩。

本发明采用的方法与现有技术或研究成果相比，其优点和有益效果是：过程明确，工程应用简单。控制极性确定方法不需要基于全物理设备仿真，通过复杂辅助系统设计获取实际极性输出。而是通过采用动力学模型仿真及控制力矩陀螺群安装关系，采用合成角动量变化递增或递减与被控卫星对象三轴姿态偏差抑制趋势进行判断，间接反映指令控制力矩输出，通过初始姿态偏差极性间接评价控制系统输出极性。

附图说明

图1为本发明的控制力矩陀螺产品示意图。

图2为本发明的控制力矩陀螺群安装图。

图3为本发明的控制力矩陀螺群初始安装偏差图。

图4为本发明的合成角动量图。

图5为本发明的控制力矩陀螺指令跟踪图。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

针对现有技术存在的不足，本发明供一种控制力矩陀螺群控制的系统极性确定方法，能够在工程约束条件下，通过控制力矩陀螺群合成角动量输出，间接评价被控卫星的控制力矩极性输出，简单准确判断出控制力矩陀螺控制极性。

控制力矩陀螺群极性与其构型设计、被控卫星控制要求、初始极性偏差等均相关，需要根据控制力矩陀螺群配置和安装方式开展控制力矩陀螺群构型设计。

因五棱锥构型输出的控制力矩陀螺群在动量效益、奇异规避、可靠性等更有利于工程应用，本发明重点以五棱锥构型控制力矩陀螺群为例进行极性确定方法描述。

单框架双自由度控制力矩陀螺通过对大小恒定的角动量进行矢量指向控制，利用外框的转动实现控制力矩陀螺输出力矩矢量变化，控制力矩陀螺群控制通过合成力矩为桥梁，间接控制控制力矩陀螺群角动量，从而实现对航天器的姿态控制。控制力矩陀螺(Control Moment Gyroscope，CMG)主要性能指标如下：

框架转速速度稳定度：

≤0.005(°)/s(3σ，转速|ω|＜0.1(°)/s)；

≤0.01(°/s)(3σ，0.1≤转速|ω|≤0.5(°/s))；

≤2％(3σ，转速|ω|＞0.5(°)/s)；

其中，σ为概率分布百分比。

框架转角控制精度：≤2′；

额定角动量：50Nms(对应转速6 000r/min)；

25Nms(对应转速3 000r/min)。

步骤1：利用六个控制力矩陀螺群进行五棱锥构型设计，六个力矩陀螺框架轴对称地分布在五棱锥的主轴上，即五个CMGs的框架轴均匀地分布在张角β为63°26′的锥体上，第六个CMG的框架轴平行于锥体体轴，且任一对CMGs之间的夹角为63°26′，如图1所示。

设六个CMG的框架沿初始位置转动的角度分别为δ₁,δ₂,δ₃,δ₄,δ₅,δ₆，根据图2所示的五棱锥构型，可得到五棱锥构形的SGCMG(Single Gimbal Control Moment Gyros，单框架控制力矩陀螺群)系统的总角动量在安装坐标系下的投影如公式(1)，其中β＝63°26′，H代表总角动量，δ代表实时CMG外框架角度，h1-h6分别代表CMG角动量输出，h0为6个控制力矩陀螺角动量方向，g1-g6为6个控制力矩陀螺外框架轴线，α代表初始安装偏差。

如图3，XiYiZi与XYZ之间存在安装偏差，考虑初始安装偏差α

A′＝R_zA

B′＝R_zB。

对应考虑初始安装偏差后控制力矩陀螺群角动量输出为：

当被控卫星对象控制力矩陀螺安装与三轴控制输出方向极性一致时，如图2，被控卫星对象XYZ为三轴控制输出方向，则公式(2)即为星体系群角动量输出。当控制系与控制力矩陀螺群安装极性不一致时，需要根据控制输出极性与控制力矩陀螺群安装极性输出进行换算，最终计算控制力矩陀螺群在星体系下的角动量输出。

步骤2：设定被控卫星的初始姿态：分别设置卫星姿态角偏差、姿态角速度偏差，获取控制力矩陀螺群角动量输出变化规律。为了简单确定星体某方向控制极性，可设置对应方向惯性系下姿态初值，根据控制力矩陀螺群角动量交换，获取被控对象力矩输出极性。

以X控制轴为例，设定惯性系下星体X向姿态偏差：分别设置角度偏差(1，0，0)°或角速度偏差(0.05,-ω₀，0)°/s，其中-ω₀为卫星对应的轨道角速度。

步骤3：通过角动量变化规律及被控卫星对象姿态偏差抑制的一致性，间接反映指令控制力矩输出确定指令力矩输出，间接评价控制系统输出极性。

当姿态偏差如步骤2所述初值设置(如卫星姿态角偏差、姿态角速度偏差)时，先通过对五棱锥构型控制力矩陀螺群初始框架角设置，使整个控制力矩陀螺群输出的合成角动量为0，即初始控制力矩无输出；为了更直观评价三轴控制力矩输出极性，采用三轴姿态偏差解耦设置，仅通过单轴姿态偏差设置，当设置的偏差存在时，控制力矩陀螺群需产生对应方向的控制力矩；因初始合成角动量为0，当三轴某方向有姿态偏差，必定产生该方向的控制力矩，间接导致该方向合成角动量在初始姿态偏差抑制时呈单向递增或递减趋势。如图4，图中纵坐标表示角动量，单位为牛米秒(Nms)，横坐标表示时间秒(s)，因X向存在正向姿态偏差，控制力矩陀螺群控制需产生X向角动量随时间正向增大，产生对应X向控制力矩，从而抑制姿态偏差。

采用系统闭环控制佐证控制力矩陀螺群极性确定的正确性，截取其中1个控制力矩陀螺框架指令跟踪图，如图5所示，图中纵坐标表示控制力矩陀螺框架角速度，单位为度每秒(°/s)，横坐标表示时间秒s。可见，CMG5能根据星体控制要求响应指令框架输出，并实现星体目标姿态控制要求。

综上所述，本发明的优点是能简单准确判断控制力矩陀螺群合成角动量输出，间接获取星体控制力矩输出极性，为卫星控制力矩陀螺群接入闭环回路提供系统控制极性信息，分步考核系统控制极性的正确性。

尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。

Claims (6)

1.一种控制力矩陀螺群控制的系统极性确定方法，其特征在于，该方法通过控制力矩计算，间接计算控制力矩陀螺群各对象角动量输出，再由角动量输出极性，判断控制力矩陀螺群极性。

2.如权利要求1所述的控制力矩陀螺群控制的系统极性确定方法，其特征在于，该方法包含：

步骤1，确认控制力矩陀螺群的安装坐标系、初始安装偏差、输出极性坐标转换分别与被控卫星对象控制力矩输出极性描述一致；

步骤2，确定极性：设定被控卫星对象的三轴姿态偏差，通过三轴姿态偏差控制，获取对应的控制力矩输出，推算控制力矩陀螺群三轴角动量变化的输出规律。

3.如权利要求2所述的控制力矩陀螺群控制的系统极性确定方法，其特征在于，所述的控制力矩陀螺群呈五棱锥构型安装。

4.如权利要求2所述的控制力矩陀螺群控制的系统极性确定方法，其特征在于，所述的被控卫星对象的三轴姿态偏差包含：卫星姿态角偏差、卫星姿态角速度偏差，通过独立设置三轴任一轴姿态偏差，获取对应轴姿态偏差所需的控制力矩。

5.如权利要求2所述的控制力矩陀螺群控制的系统极性确定方法，其特征在于，步骤2中，所述的控制力矩陀螺群角动量输出与控制力矩输出满足微分关系，从而获取三轴角动量变化规律。

6.如权利要求2所述的控制力矩陀螺群控制的系统极性确定方法，其特征在于，该方法还包含：

步骤3，极性的正确性验证：通过角动量变化的输出规律，以及被控卫星对象姿态偏差控制的收敛情况，判断被控对象指令力矩输出的正确性。

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