CN111605735B - 一种航天器三超控制可变包络角动量分析方法 - Google Patents

一种航天器三超控制可变包络角动量分析方法 Download PDF

Info

Publication number
CN111605735B
CN111605735B CN202010351874.7A CN202010351874A CN111605735B CN 111605735 B CN111605735 B CN 111605735B CN 202010351874 A CN202010351874 A CN 202010351874A CN 111605735 B CN111605735 B CN 111605735B
Authority
CN
China
Prior art keywords
angular momentum
control moment
moment gyro
singular
control
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202010351874.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN111605735A (zh
Inventor
宗红
关新
汤亮
袁利
王有懿
姚宁
张科备
郭子熙
郝仁剑
冯骁
刘昊
龚立纲
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beijing Institute of Control Engineering
Original Assignee
Beijing Institute of Control Engineering
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beijing Institute of Control Engineering filed Critical Beijing Institute of Control Engineering
Priority to CN202010351874.7A priority Critical patent/CN111605735B/zh
Publication of CN111605735A publication Critical patent/CN111605735A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN111605735B publication Critical patent/CN111605735B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/244—Spacecraft control systems
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/244—Spacecraft control systems
    • B64G1/245—Attitude control algorithms for spacecraft attitude control
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/28—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect
    • B64G1/286—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect using control momentum gyroscopes (CMGs)

Abstract

本发明一种航天器三超控制可变包络角动量分析方法，适用于兼具有敏捷机动要求与高精度指向控制需求的航天器姿态控制领域。现有的控制力矩陀螺群安装倾角固定不变，难以最大限度的发挥控制力矩陀螺群角动量能力。针对此，设计一种航天器三超控制可变包络角动量分析方法。在原有控制力矩陀螺群安装构型固定的基础上，引入安装倾角这一控制变量，实现控制力矩陀螺群角动量包络的进一步提升，分析结果表明安装倾角可变时，在XOY平面内控制力矩陀螺群合成角动量能够由250Nms提高到261Nms，在Z轴方向控制力矩陀螺群合成角动量能够由145Nm提高到279Nms，提高了航天器敏捷机动能力。

Description

一种航天器三超控制可变包络角动量分析方法
技术领域
本发明涉及航天器控制领域，特别是一种航天器三超控制可变包络角动量分析方法。
背景技术
近年来，以甚高分辨率对地观测为代表航天任务的提出实现航天器快速敏捷机动与机动到位后的高精度的稳态控制需求。这要求执行机构具备大力矩输出能力以及灵活改变角动量包络的能力。现有的控制力矩陀螺在安装构型确定后，其安装倾角固定不变。这不利于执行机构灵活改变整个角动量包络，以满足航天器不同的敏捷机动要求。
现有的控制力矩陀螺固定倾角安装以及其角动量分析方法存在以下不足：
1、无法实现控制力矩陀螺角动量包络的最大化
在目前航天器的姿态控制系统中，控制力矩陀螺都采用固定倾角安装。整个控制力矩陀螺群的角动量外包络仅依赖于低速框架的改变而实现。一旦安装倾角固定，其角动量包络已固定。此时的角动量包络是在综合考虑航天器各个轴敏捷机动要求下的折衷，一定程度下限制了控制力矩陀螺群的角动量包络。
2、无法满足航天器多种敏捷机动的需求
现有的固定倾角安装的控制力矩陀螺群，其角动量包络更接近于球体，以实现航天器三轴相等的姿态机动能力。但是，在轨航天器的姿态敏捷机动需求多种多样，例如某些工况下，航天器需要提高滚动轴的敏捷机动能力，而对其余两轴的姿态机动能力要求不高。此时固定倾角安装的控制力矩陀螺群难以满足航天器多种敏捷机动的需求。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出了一种航天器三超控制可变包络角动量分析方法，通过分析控制力矩陀螺整个角动量包络与框架角和安装倾角之间的关系，为分析控制力矩陀螺群的最大角动量包络以及控制力矩陀螺内部奇异特性提供技术支持。
本发明的技术解决方案是：一种航天器“三超”控制可变包络角动量分析方法，步骤依次如下：
(1)N个控制力矩陀螺群呈正N楞锥安装，其安装倾角设为β。
(2)建立N个控制力矩陀螺群的合成角动量h模型；
(3)对N个控制力矩陀螺群，建立安装倾角可变的控制力矩陀螺角动量包络和奇异面表达函数，即设定当控制力矩陀螺群的框架角组合在奇异状态下对应的奇异方向矢量us的奇异角动量hs的关系式；
(4)将步骤(3)的奇异方向矢量us的参数化，在单位球面坐标系中表示，判断us与步骤(2)中的h的位置关系，若us垂直于步骤(2)中的h，则该us符合要求，代入步骤(3)中，然后进行步骤(5)；否则us不符合要求，不能够代入步骤(3)中；
(5)根据奇异方向矢量us的奇异角动量hs以及安装倾角β，得到奇异方向矢量us的奇异角动量hs与安装倾角β的关系式，以实现角动量分析。
优选的，综合控制力矩陀螺布局以及冗余的约束条件，控制力矩陀螺布局的数目N取2、3、4、5或者6。
优选的，安装倾角，是指正N楞锥的每个楞与正N楞锥底面的夹角。
优选的，N个控制力矩陀螺群呈正N楞锥安装在航天器上。
优选的，N大于等于2。
优选的，步骤(2)建立N个控制力矩陀螺群的合成角动量h模型为：
Figure BDA0002472194880000021
其中，Hi表示第i个控制力矩陀螺角动量在航天器本体系下的三轴投影，cβ＝cos(β)，sβ＝sin(β)，cδi＝cos(δi)，sδi＝sin(δi)，(i＝1,2,…,N)。δ＝[δ1，δ2，…，δN]T为控制力矩陀螺群低速框架角矢量阵。δi为第i个控制力矩陀螺的框架转角。h0为控制力矩陀螺的标称角动量，其中角动量分配阵As为：
Figure BDA0002472194880000031
优选的，控制力矩陀螺，为单框架控制力矩陀螺，N个控制力矩陀螺群中的每个控制力矩陀螺均相同。
优选的，控制力矩陀螺群的框架角组合，是指：N个控制力矩陀螺群中各个控制力矩陀螺的框架转角组成的序列
优选的，步骤(3)对N个控制力矩陀螺群，建立安装倾角可变的控制力矩陀螺角动量包络和奇异面表达函数，即设定当控制力矩陀螺群的框架角组合在奇异状态下，对应的奇异方向矢量us的奇异角动量hs表示为
Figure BDA0002472194880000032
以上公式即为安装倾角可变的控制力矩陀螺角动量包络和奇异面表达函数；其中，
Figure BDA0002472194880000033
sign()为取号函数，
Figure BDA0002472194880000034
表示第i个控制力矩陀螺在奇异方向矢量us的奇异角动量；
优选的，当εi的i取不同值能够得到不同的角动量奇异面；奇异方向矢量us遍历整个单位球空间中的单位矢量时，则可绘制N个控制力矩陀螺群的奇异角动量面。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)在目前航天器的姿态控制系统中，控制力矩陀螺都采用固定倾角安装，整个控制力矩陀螺群的角动量固定。此时的角动量包络是在综合考虑航天器各个轴敏捷机动要求下的折衷，一定程度下限制了控制力矩陀螺群的角动量包络，而本发明实现了控制力矩陀螺角动量包络的最大化，
(2)本发明提出的一种航天器“三超”控制可变包络角动量分析方法，改变安装倾角，能够实现在XOY平面内控制力矩陀螺群合成角动量由250Nms提高到261Nms，在Z轴方向控制力矩陀螺群合成角动量由145Nms提高到279Nms。
(3)现有的固定倾角安装的控制力矩陀螺群，其角动量包络更接近于球体，以实现航天器三轴相等的姿态机动能力，难以满足航天器多种敏捷机动的需求，而本发明能够满足航天器多种敏捷机动的需求。
(4)本发明提出的一种航天器“三超”控制可变包络角动量分析方法，能够通过安装倾角控制，动态实时调整控制力矩陀螺群角动量包络，即能够实现由接近于球体的角动量向椭球角动量包络甚至扁球形的角动量包络改变，通过动态实时调节安装构型倾角和低速框架角度，以满足航天器多种敏捷机动的需求。
附图说明
图1为本发明的设计方法流程图；
图2为安装倾角固定的角动量包络示意图；
图3为安装倾角可变的角动量包络示意图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明做进一步详细描述。
本发明一种航天器三超控制可变包络角动量分析方法，适用于兼具有敏捷机动要求与高精度指向控制需求的航天器姿态控制领域。现有的控制力矩陀螺群安装倾角固定不变，难以最大限度的发挥控制力矩陀螺群角动量能力。针对此，设计一种航天器三超控制可变包络角动量分析方法。在原有控制力矩陀螺群安装构型固定的基础上，引入安装倾角这一控制变量，实现控制力矩陀螺群角动量包络的进一步提升，分析结果表明安装倾角可变时，在XOY平面内控制力矩陀螺群合成角动量由250Nms提高到261Nms，在Z轴方向控制力矩陀螺群合成角动量由145Nm提高到279Nms，提高了航天器敏捷机动能力。
本发明方法提出一种航天器三超控制可变包络角动量分析方法，适用于高分辨率对地观测、天基天文观测等航天器姿态控制领域。“三超”控制是指使航天器具备超高精度、超高稳定度、超敏捷指向观测目标能力的控制方法。N个控制力矩陀螺组成的控制力矩陀螺群(CMGs)中的每个控制力矩陀螺都是单框架控制力矩陀螺，且每个控制力矩陀螺标称角动量都一样。控制力矩陀螺群中的合成角动量的边界称为角动量包络。通过改变安装倾角β，可实现合成角动量的角动量包络的改变，即称为可变角动量包络。控制力矩陀螺的角动量分析是指通过不同的框架转角和不同安装倾角组合分析控制力矩陀螺群的合成角动量包络和奇异面。
本发明提出的一种航天器三超控制可变包络角动量分析方法方法，能够通过群改变控制力矩陀螺的安装倾角，框架角等方法，实现控制力矩陀螺群合成角动量包络的提升，提升航天器姿态机动的最大角速度，从而提升航天器的敏捷机动能力，为航天器三超控制中的超敏捷控制做出贡献。
如图1所示，本发明一种航天器“三超”控制可变包络角动量分析方法，步骤依次如下：
(1)N个控制力矩陀螺群呈N楞锥安装，其安装倾角为β。(安装倾角，是指N楞锥的每个楞与N楞锥底面的夹角；)
(2)建立N个控制力矩陀螺群的合成角动量h模型为：
Figure BDA0002472194880000051
其中，Hi表示第i个控制力矩陀螺角动量在航天器本体系下的三轴投影，cβ＝cos(β)，sβ＝sin(β)，cδi＝cos(δi)，sδi＝sin(δi)，(i＝1,2,…,N)。δ＝[δ1，δ2，…，δN]T为控制力矩陀螺群低速框架角矢量阵。δi为第i个控制力矩陀螺的框架转角。(所述控制力矩陀螺，优选为单框架控制力矩陀螺)h0为控制力矩陀螺的标称角动量(优选的，N个控制力矩陀螺群中的每个控制力矩陀螺军相同)。其中角动量分配阵As为
Figure BDA0002472194880000061
(3)对N个控制力矩陀螺群，建立安装倾角可变的控制力矩陀螺角动量包络和奇异面表达函数，具体为：当控制力矩陀螺群的框架角组合(控制力矩陀螺群的框架角组合，是指：N个控制力矩陀螺群中各个控制力矩陀螺的框架转角组成的序列)在奇异状态下，对应的奇异方向矢量us的奇异角动量hs可以表示为
Figure BDA0002472194880000062
其中，
Figure BDA0002472194880000063
sign()为取号函数，当εi的i取不同值可以得到不同的角动量奇异面。
Figure BDA0002472194880000064
表示第i个控制力矩陀螺在奇异方向矢量us的奇异角动量；奇异方向矢量us遍历整个单位球空间中的单位矢量时，则可绘制N个控制力矩陀螺群的奇异角动量面。
(4)将奇异方向矢量us的参数化，则在单位球面坐标系中可表示为
Figure BDA0002472194880000065
式中，ux为us在单位球面坐标系下x轴方向的分量；uy为us在单位球面坐标系下y轴方向的分量；uz为us在单位球面坐标系下z轴方向的分量；
Figure BDA0002472194880000066
为单位球面坐标系中x轴的单位矢量；
Figure BDA0002472194880000067
为单位球面坐标系中y轴的单位矢量；
Figure BDA0002472194880000068
为单位球面坐标系中z轴的单位矢量；θ1、θ2为奇异矢量us在球面坐标系下的参数(θ1、θ2为奇异矢量us在球面坐标系下的参数，具体为：θ1表示us在xoy面的投影与x轴正方向的夹角，优选取值范围为[0,360°]；θ2为表示us与z轴正方向的夹角，优选取值范围为[0,180°]；)。其中，单位球坐标系，优选的：原点在球心，Z轴正方向指向单位球极点、X轴为过球心与Z轴垂直的平面内的任意半径，Y轴与Z轴和X轴构成右手系。
判断各个θ1、θ2情况下对应的us与步骤(2)中的h的位置关系，若某情况下us垂直于步骤(2)中的h(即控制力矩陀螺群的框架角组合在奇异状态下)，则该us符合要求，能够代入步骤(3)中；否则us不符合要求，不能够代入步骤(3)中；
(5)根据步骤(3)中的奇异方向矢量us的奇异角动量hs以及安装倾角β，得到奇异方向矢量us的奇异角动量hs与安装倾角β的关系式(即解析表达式)
奇异方向矢量us的奇异角动量hs表达为hs＝[hsx hsy hsz]T，hs＝[hsx hsy hsz]T的解析表达式表示为：
Figure BDA0002472194880000071
hsx hsy hsz分别表示hs在球面坐标系下x轴、y轴、z轴的分量；
其中，e1、e2、e3、e4表示为：
Figure BDA0002472194880000072
其中，
Figure BDA0002472194880000073
sign()为取号函数；
步骤(5)中通过遍历控制力矩陀螺各个框架角δi与安装倾角β的组合，可得到不同的角动量hs以及us。若hs与us垂直，则此时的hs为奇异状态角动量。奇异状态角动量中的最大值即为控制力矩陀螺的角动量包络，从而实现整个控制力矩陀螺群的角动量分析。
由角动量定理
Figure BDA0002472194880000074
(Isat为航天器惯量，ωsat为航天器三轴角速度，hs max为hs的最大值)可知，当提高控制力矩陀螺群的合成角动量包络hs max可进一步提高航天器姿态机动的三轴角速度。从而提升航天器的敏捷机动能力，为航天器“三超”控制中的“超敏捷”控制做出贡献。
步骤(5)后优选包括步骤(6)进行角动量包络分析验证，如下：
设置步骤(5)中使用到的控制力矩陀螺的标称角动量h0＝70Nms，设置控制力矩陀螺群在安装倾角变化范围为0°～54°，奇异方向矢量us的参数化中的θ1遍历范围[0,360°]，θ2为遍历范围[0,180°]，进行控制力矩陀螺角动量分析。并将控制力矩陀螺角动量分析结果引入航天器姿态闭环控制系统中，进行姿态控制效果对比。
图2给出了安装倾角固定β＝53.1°时的控制力矩陀螺角动量包络。图2中的Hx，Hy，Hz分别表示控制力矩陀螺合成角动量在航天器本体系下的三轴分量。分析可知，此时控制力矩陀螺合成角动量在XOY平面内的投影的包络在250Nms,在Z轴内的投影的包络在145Nms。图3给出了安装倾角在0°～54°变化时的控制力矩陀螺角动量包络。图3中的Hx，Hy，Hz分别表示安装倾角可变时控制力矩陀螺合成角动量在航天器本体系下的三轴分量。可知分析结果，安装倾角可变时，在航天器本体系的XOY平面内控制力矩陀螺群合成角动量由250Nms提高到261Nms，提高了航天器XOY平面内的敏捷机动能力。在航天器本体系的Z轴方向控制力矩陀螺群合成角动量由145Nm提高到279Nms，提高了航天器Z轴方向的敏捷机动能力。同时，通过改变倾角，在航天器本体系的XOY平面内无奇异操纵的角动量范围由112Nm提高到144.9.Nms，提高了航天器XOY平面内的无奇异操纵能力。数学分析验证所设计的优势。
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 (8)

1.一种航天器三超控制可变包络角动量分析方法，其特征在于步骤依次如下：
(1)将N个控制力矩陀螺群呈正N楞锥安装，其安装倾角设为β；
(2)建立N个控制力矩陀螺群的合成角动量h模型；
(3)对N个控制力矩陀螺群，建立安装倾角可变的控制力矩陀螺角动量包络和奇异面表达函数，即设定当控制力矩陀螺群的框架角组合在奇异状态下对应的奇异方向矢量us的奇异角动量hs的关系式；
(4)将步骤(3)的奇异方向矢量us的参数化，在单位球面坐标系中表示，判断us与步骤(2)中的h的位置关系，若us垂直于步骤(2)中的h，则该us符合要求，代入步骤(3)中，然后进行步骤(5)；否则us不符合要求，不能够代入步骤(3)中；
(5)根据奇异方向矢量us的奇异角动量hs以及安装倾角β，得到奇异方向矢量us的奇异角动量hs与安装倾角β的关系式。
2.根据权利要求1所述的一种航天器三超控制可变包络角动量分析方法，其特征在于：综合控制力矩陀螺布局以及冗余的约束条件，控制力矩陀螺布局的数目N取3、4、5或者6。
3.根据权利要求2所述的一种航天器三超控制可变包络角动量分析方法，其特征在于：安装倾角β，是指正N楞锥的每个楞与正N楞锥底面的夹角。
4.根据权利要求3所述的一种航天器三超控制可变包络角动量分析方法，其特征在于：步骤(2)建立N个控制力矩陀螺群的合成角动量h的模型为：
Figure FDA0003443127440000011
其中，Hi表示第i个控制力矩陀螺角动量在航天器本体系下的三轴投影，cβ＝cos(β)，sβ＝sin(β)，cδi＝cos(δi)，sδi＝sin(δi)，i＝1,2,…,N；δ＝[δ1，δ2，…，δN]T为控制力矩陀螺群框架角矢量阵；δi为第i个控制力矩陀螺的框架转角；h0为每个控制力矩陀螺的标称角动量；其中角动量分配阵As为
Figure FDA0003443127440000021
5.根据权利要求4所述的一种航天器三超控制可变包络角动量分析方法，其特征在于：控制力矩陀螺，为单框架控制力矩陀螺，N个控制力矩陀螺群中的每个控制力矩陀螺均相同。
6.根据权利要求5所述的一种航天器三超控制可变包络角动量分析方法，其特征在于：控制力矩陀螺群的框架角组合，是指：N个控制力矩陀螺群中各个控制力矩陀螺的框架转角组成的序列。
7.根据权利要求6所述的一种航天器三超控制可变包络角动量分析方法，其特征在于：步骤(3)对N个控制力矩陀螺群，建立安装倾角可变的控制力矩陀螺角动量包络和奇异面表达函数，即设定当控制力矩陀螺群的框架角组合在奇异状态下，对应的奇异方向矢量us的奇异角动量hs表示为
Figure FDA0003443127440000022
以上公式即为安装倾角可变的控制力矩陀螺角动量包络和奇异面表达函数；其中，
Figure FDA0003443127440000023
sign()为取号函数，
Figure FDA0003443127440000024
表示第i个控制力矩陀螺在奇异方向矢量us的奇异角动量；gi为第i个框架轴方向单位矢量。
8.根据权利要求7所述的一种航天器三超控制可变包络角动量分析方法，其特征在于：当εi的i取不同值能够得到不同的角动量奇异面；奇异方向矢量us遍历整个单位球空间中的单位矢量时，则可绘制N个控制力矩陀螺群的奇异角动量面。
CN202010351874.7A 2020-04-28 2020-04-28 一种航天器三超控制可变包络角动量分析方法 Active CN111605735B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010351874.7A CN111605735B (zh) 2020-04-28 2020-04-28 一种航天器三超控制可变包络角动量分析方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010351874.7A CN111605735B (zh) 2020-04-28 2020-04-28 一种航天器三超控制可变包络角动量分析方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN111605735A CN111605735A (zh) 2020-09-01
CN111605735B true CN111605735B (zh) 2022-03-04

Family

ID=72196163

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202010351874.7A Active CN111605735B (zh) 2020-04-28 2020-04-28 一种航天器三超控制可变包络角动量分析方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN111605735B (zh)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113232894A (zh) * 2021-04-30 2021-08-10 北京控制工程研究所 一种多动量轮角动量最大包络计算在轨实现方法
CN113280800B (zh) * 2021-05-24 2022-12-06 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 一种磁悬浮控制敏感陀螺角动量包络框架等效分析方法

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101694570A (zh) * 2009-10-19 2010-04-14 航天东方红卫星有限公司 一种控制力矩陀螺群的高精度力矩输出控制方法
CN101891018A (zh) * 2010-07-09 2010-11-24 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 基于力矩输出能力最优的单框架控制力矩陀螺操纵方法
CN103092208A (zh) * 2013-01-09 2013-05-08 哈尔滨工业大学 基于sgcmg和rw的航天器高精度快速姿态机动方法
CN104238563A (zh) * 2014-09-04 2014-12-24 北京航空航天大学 可变面倾角的控制力矩陀螺群设计方法
CN105223961A (zh) * 2015-10-16 2016-01-06 北京机械设备研究所 一种用于控制力矩陀螺奇异规避的航天器姿态控制方法
CN108958273A (zh) * 2018-06-19 2018-12-07 上海卫星工程研究所 一种基于不同型谱单框架控制力矩陀螺的陀螺群构型设计方法
CN110658838A (zh) * 2019-09-19 2020-01-07 北京控制工程研究所 一种敏捷航天器三轴机动角速度实时计算方法及系统

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101694570A (zh) * 2009-10-19 2010-04-14 航天东方红卫星有限公司 一种控制力矩陀螺群的高精度力矩输出控制方法
CN101891018A (zh) * 2010-07-09 2010-11-24 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 基于力矩输出能力最优的单框架控制力矩陀螺操纵方法
CN103092208A (zh) * 2013-01-09 2013-05-08 哈尔滨工业大学 基于sgcmg和rw的航天器高精度快速姿态机动方法
CN104238563A (zh) * 2014-09-04 2014-12-24 北京航空航天大学 可变面倾角的控制力矩陀螺群设计方法
CN105223961A (zh) * 2015-10-16 2016-01-06 北京机械设备研究所 一种用于控制力矩陀螺奇异规避的航天器姿态控制方法
CN108958273A (zh) * 2018-06-19 2018-12-07 上海卫星工程研究所 一种基于不同型谱单框架控制力矩陀螺的陀螺群构型设计方法
CN110658838A (zh) * 2019-09-19 2020-01-07 北京控制工程研究所 一种敏捷航天器三轴机动角速度实时计算方法及系统

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
单框架控制力矩陀螺新型操纵律研究;孙志远;《工程科技Ⅱ辑》;20120915(第09期);全文 *
单框架控制力矩陀螺构型分析与奇异可视化;魏孔明;吴忠;刘涛;《工程科技Ⅱ辑》;20130531(第01期);全文 *
基于混合执行机构的敏捷卫星姿态控制;张智飞;《工程科技Ⅱ辑》;20200215(第02期);全文 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN111605735A (zh) 2020-09-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107957730B (zh) 一种无人飞行器稳定飞行控制方法
US3741500A (en) A cmg fine attitude control system
CN111605735B (zh) 一种航天器三超控制可变包络角动量分析方法
CN112572835B (zh) 一种具有姿态切换的卫星在轨角动量管理及控制方法
CN108549785B (zh) 一种基于三维飞行剖面的高超声速飞行器精准弹道快速预测方法
CN110147115B (zh) 以载荷为中心、平台随动的旋转载荷卫星姿态控制方法
CN111605737B (zh) 一种航天器三超控制多级协同规划与敏捷机动方法
CN108663052B (zh) 一种星上自主空间非合作目标相对导航相机指向控制方法
US6311931B1 (en) Bi-directional momentum bias spacecraft attitude control
CN109823572B (zh) 敏捷卫星姿态往复快速摆动的执行机构配置及控制方法
CN112061424A (zh) 一种基于融合目标姿态的机动过程能源角动态跟踪方法
CN109375645B (zh) 基于群集智能的多无人机协同区域巡视控制方法
CN110723316B (zh) 一种sgcmg的框架角速度确定方法
CN117022679A (zh) 一种卫星的姿态控制方法、装置及卫星
CN110658838B (zh) 一种敏捷航天器三轴机动角速度实时计算方法及系统
CN110466803B (zh) 基于等倾角姿态控制的自旋稳定卫星姿态预测方法
CN111674570B (zh) 一种航天器三超控制可变包络操纵律设计方法
CN111897219A (zh) 基于在线逼近器的倾转四旋翼无人机过渡飞行模式最优鲁棒控制方法
CN114706413B (zh) 近地轨道微纳卫星变质心姿态控制方法及系统
CN114879728B (zh) 一种基于自抗扰控制的飞行器鲁棒编队控制方法
CN116203981A (zh) 一种基于扰动观测的四旋翼无人机的轨迹跟踪控制方法
CN107450319A (zh) 一种飞艇航迹跟踪的指定时间非奇异终端滑模控制方法
CN109540134B (zh) 一种三轴稳定平台系统框架自解锁方法及系统
CN114265420B (zh) 适于高动态、控制慢响应的制导控制一体化设计方法
Guerrant et al. Heliogyro attitude control moment authority via blade pitch maneuvers

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant