CN112319852A - 一种带有前馈补偿的新型cmg操纵律设计方法 - Google Patents
一种带有前馈补偿的新型cmg操纵律设计方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN112319852A CN112319852A CN202011148620.1A CN202011148620A CN112319852A CN 112319852 A CN112319852 A CN 112319852A CN 202011148620 A CN202011148620 A CN 202011148620A CN 112319852 A CN112319852 A CN 112319852A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- cmg
- frame
- angular velocity
- ith
- star
- 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.)
- Granted
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
- B64G1/105—Space science
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Astronomy & Astrophysics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
一种带有前馈补偿的新型CMG操纵律设计方法,属于航天器控制领域。航天器GNC模块在每个控制周期内不仅计算各个CMG的框架角速度指令,而且计算由于星体角速度影响而施加在各个CMG框架轴的陀螺力矩,将这两部分同时提供给CMG单机,用于确定控制律。与现有技术相比,本发明给出的方法利用陀螺力矩的信息,对CMG单机进行前馈补偿,从而放宽对星体角速度的约束,解决星体角速度较大时出现的CMG失速问题。
Description
技术领域
本发明涉及一种带有前馈补偿的新型CMG操纵律设计方法,属于航天器控制领域。
背景技术
由于CMG的输出力矩较大,大型组合体航天器如空间站通常将CMG作为长期运行的执行部件。现有的CMG操纵律设计方法是:根据CMG群期望的三轴输出力矩,反解出各个CMG的框架角速度指令,然后各个CMG去跟踪各自的框架角速度指令。
发明内容
本发明要解决的技术问题是:当CMG跟踪其框架角速度指令时,如果星体的角速度较大,导致星体角速度在CMG框架轴上产生的陀螺力矩大于施加在CMG上的驱动力矩且反向时,无法实现跟踪,即发现了CMG失速现象。CMG失速现象的存在,使得CMG单机需要对星体的角速度施加苛刻的约束,这在很大程度上削弱了平台的功能。本发明在发现CMG失速现象的基础上,克服现有技术的不足,提供了一种带有前馈补偿的新型CMG操纵律设计方法。航天器GNC模块不仅计算各个CMG的框架角速度指令,而且计算由于星体角速度影响而施加在各个CMG框架轴的陀螺力矩,将这两部分同时提供给CMG单机,用于确定控制律。与现有技术相比,本发明给出的方法利用陀螺力矩的信息,对CMG单机进行前馈补偿,从而放宽对星体角速度的约束,解决星体角速度较大时出现的CMG失速问题。
本发明目的通过以下技术方案予以实现:
一种带有前馈补偿的新型CMG操纵律设计方法,包括如下步骤:
S1、在每个GNC控制周期内,基于GNC计算的姿态控制力矩Tcmgc,确定CMG群的框架角速度指令;
S2、在每个GNC控制周期内,计算星体角速度在每个CMG单机的框架轴上的陀螺力矩;
S3、CMG单机根据S2中所述的陀螺力矩确定控制律,用于跟踪S1中所述的框架角速度指令。
上述带有前馈补偿的新型CMG操纵律设计方法,优选的,所述确定CMG群的框架角速度指令的方法为:
式中,
其中,h0为CMG的标称角动量大小,δ=(δ1,δ2,…,δn)T为CMG群的框架角,Tcmgc为姿态控制力矩,A和B均为3×n矩阵,其中A矩阵的第i列为第i个CMG框架角为90度时CMG角动量在航天器本体系的方位,B矩阵的第i列为第i个CMG框架角为0度时CMG角动量在航天器本体系的方位。
其中,ω为星体角速度,hi为第i个CMG当前时刻的角动量,gi为第i个CMG的框架轴方向。
一种带有前馈补偿的新型CMG操纵律确定装置,包括框架角速度指令确定模块、陀螺力矩确定模块、控制律确定模块;
所述框架角速度指令确定模块用于在每个GNC控制周期内,基于GNC计算的姿态控制力矩Tcmgc,确定CMG群的框架角速度指令;
所述陀螺力矩确定模块用于在每个GNC控制周期内,计算星体角速度在每个CMG单机的框架轴上的陀螺力矩;
所述控制律确定模块根据所述陀螺力矩确定控制律,用于跟踪所述框架角速度指令。
上述带有前馈补偿的新型CMG操纵律确定装置,优选的,所述确定CMG群的框架角速度指令的方法为:
式中,
其中,h0为CMG的标称角动量大小,δ=(δ1,δ2,…,δn)T为CMG群的框架角,Tcmgc为姿态控制力矩,A和B均为3×n矩阵,其中A矩阵的第i列为第i个CMG框架角为90度时CMG角动量在航天器本体系的方位,B矩阵的第i列为第i个CMG框架角为0度时CMG角动量在航天器本体系的方位。
其中,ω为星体角速度,hi为第i个CMG当前时刻的角动量,gi为第i个CMG的框架轴方向。
本发明相比于现有技术具有如下有益效果:
(1)本发明发现了当星体的角速度较大时,会出现无法跟踪GNC给出的框架角速度指令的情况,也即发现了CMG失速问题;
(2)本发明方法不仅解算出各个CMG的框架角速度指令,同时计算出由于星体角速度影响而施加在各个CMG框架轴的陀螺力矩,并将陀螺力矩作为前馈补偿量,解决了CMG失速问题;
(3)本发明方法突破了CMG单机对星体的角速度施加苛刻的约束条件,大幅提升了平台的能力;
(4)相比现有技术方案中仅提供框架角速度指令,本发明方法提出需要将各CMG框架轴受到的陀螺力矩也提供给CMG单机,是现有技术方案的一大改良,该方法普遍适用于采用CMG控制的各类卫星。
附图说明
图1为本发明实施例1方法的流程框图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚,下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步详细描述。
一种带有前馈补偿的新型CMG操纵律设计方法,包括如下步骤:
S1、在每个GNC控制周期内,基于GNC计算的姿态控制力矩Tcmgc,确定CMG群的框架角速度指令;
S2、在每个GNC控制周期内,计算星体角速度在每个CMG单机的框架轴上的陀螺力矩;
S3、CMG单机根据S2中所述的陀螺力矩确定控制律,用于跟踪S1中所述的框架角速度指令。
一种带有前馈补偿的新型CMG操纵律确定装置,包括框架角速度指令确定模块、陀螺力矩确定模块、控制律确定模块;
所述框架角速度指令确定模块用于在每个GNC控制周期内,基于GNC计算的姿态控制力矩Tcmgc,确定CMG群的框架角速度指令;
所述陀螺力矩确定模块用于在每个GNC控制周期内,计算星体角速度在每个CMG单机的框架轴上的陀螺力矩;
所述控制律确定模块根据所述陀螺力矩确定控制律,用于跟踪所述框架角速度指令。
作为本发明的一种优选方案,所述确定CMG群的框架角速度指令的方法为:
式中,
其中,h0为CMG的标称角动量大小,δ=(δ1,δ2,…,δn)T为CMG群的框架角,Tcmgc为姿态控制力矩,A和B均为3×n矩阵,其中A矩阵的第i列为第i个CMG框架角为90度时CMG角动量在航天器本体系的方位,B矩阵的第i列为第i个CMG框架角为0度时CMG角动量在航天器本体系的方位。
其中,ω为星体角速度,hi为第i个CMG当前时刻的角动量,gi为第i个CMG的框架轴方向。
实施例:
一种带有前馈补偿的新型CMG操纵律设计方法,包括步骤如下:
式中,Tcmgc为计算的姿态控制力矩,h0为CMG的标称角动量大小,δ=(δ1,δ2,…,δn)T为CMG群的框架角,C(δ)为3×n矩阵,是框架角的三角函数,表达式如下:
式中,A和B均为3×n矩阵,第i列分别对应第i个CMG框架角为90度和0度时其角动量在航天器本体系的方位。
S2、在每个控制周期内,GNC按下式计算星体角速度在每个CMG的框架轴上产生的陀螺力矩
式中gi为第i个CMG的框架轴方向,ω为星体角速度,hi为第i个CMG当前时刻的角动量,计算公式如下
hi=A(:,i)sinδi+B(:,i)cosδi
S3、在每个控制周期内,GNC将S1中的框架角速度指令和S2中沿框架轴的陀螺力矩输出给CMG单机,CMG单机确定控制律,实现对S1中的框架角速度指令的跟踪控制,该控制律包含了对S2中沿框架轴的陀螺力矩的前馈补偿。
即,在每个GNC控制周期内,除了S1计算CMG群的框架角速度指令,S2中同时计算星体角速度在各个CMG的框架轴上产生的陀螺力矩。S3中需要将S1中得到的各个CMG的框架角速度指令和S2中得到的星体角速度沿各CMG框架轴产生的陀螺力矩同时提供给CMG单机。
具体的:
考虑5个CMG组成的5棱锥构型,每个CMG标称角动量大小均为h0=200Nms,而且各CMG已经稳定在标准角动量附近。控制周期为0.2秒。一种带有前馈补偿的新型CMG操纵律设计方法,如图1所示,包括步骤如下:
式中,δ=(δ1,δ2,…,δ5)T为CMG群的框架角,C(δ)为3×5矩阵,是框架角的三角函数,表达式如下
式中,A和B均为3×5矩阵,第i列分别对应第i个CMG框架角为90度和0度时其角动量在航天器本体系的方位。
S2、在每个控制周期内,GNC按下式计算星体角速度在第i个CMG的框架轴上产生的陀螺力矩
式中gi为第i个CMG的框架轴方向,ω为星体角速度,hi为第i个CMG当前时刻的角动量,计算公式如下
hi=A(:,i)sinδi+B(:,i)cosδi
S3、在每个控制周期内,GNC将S1中的框架角速度指令和S2中的沿框架轴的陀螺力矩提供给CMG单机。根据S2中的沿框架轴的陀螺力矩CMG单机确定跟踪控制律,实现对S1中的框架角速度指令的跟踪控制。其中,该控制律中包含了对S2中的沿框架轴的陀螺力矩的前馈补偿。
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。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上,但其并不是用来限定本发明,任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内,都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改,因此,凡是未脱离本发明技术方案的内容,依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰,均属于本发明技术方案的保护范围。
Claims (6)
1.一种带有前馈补偿的新型CMG操纵律设计方法,其特征在于,包括如下步骤:
S1、在每个GNC控制周期内,基于GNC计算的姿态控制力矩Tcmgc,确定CMG群的框架角速度指令;
S2、在每个GNC控制周期内,计算星体角速度在每个CMG单机的框架轴上的陀螺力矩;
S3、CMG单机根据S2中所述的陀螺力矩确定控制律,用于跟踪S1中所述的框架角速度指令。
4.一种带有前馈补偿的新型CMG操纵律确定装置,其特征在于,包括框架角速度指令确定模块、陀螺力矩确定模块、控制律确定模块;
所述框架角速度指令确定模块用于在每个GNC控制周期内,基于GNC计算的姿态控制力矩Tcmgc,确定CMG群的框架角速度指令;
所述陀螺力矩确定模块用于在每个GNC控制周期内,计算星体角速度在每个CMG单机的框架轴上的陀螺力矩;
所述控制律确定模块根据所述陀螺力矩确定控制律,用于跟踪所述框架角速度指令。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN202011148620.1A CN112319852B (zh) | 2020-10-23 | 2020-10-23 | 一种带有前馈补偿的新型cmg操纵律设计方法 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN202011148620.1A CN112319852B (zh) | 2020-10-23 | 2020-10-23 | 一种带有前馈补偿的新型cmg操纵律设计方法 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN112319852A true CN112319852A (zh) | 2021-02-05 |
CN112319852B CN112319852B (zh) | 2022-12-13 |
Family
ID=74310961
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN202011148620.1A Active CN112319852B (zh) | 2020-10-23 | 2020-10-23 | 一种带有前馈补偿的新型cmg操纵律设计方法 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN112319852B (zh) |
Citations (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN1605962A (zh) * | 2004-11-26 | 2005-04-13 | 清华大学 | 航天器大角度机动控制的单框架力矩陀螺群的最优控制法 |
CN1974325A (zh) * | 2006-12-14 | 2007-06-06 | 北京航空航天大学 | 一种精确补偿摩擦的磁悬浮控制力矩陀螺框架伺服控制系统 |
CN104527994A (zh) * | 2015-01-21 | 2015-04-22 | 哈尔滨工业大学 | 异面交叉快变轨道固定时间稳定姿态指向跟踪控制方法 |
US9038958B1 (en) * | 2012-05-29 | 2015-05-26 | United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Method and apparatus for contingency guidance of a CMG-actuated spacecraft |
CN106896821A (zh) * | 2017-03-10 | 2017-06-27 | 北京航空航天大学 | 一种变速控制力矩陀螺的角动量管理方法 |
CN109871025A (zh) * | 2019-02-28 | 2019-06-11 | 北京控制工程研究所 | 一种变速控制力矩陀螺操纵律设计方法 |
CN110733672A (zh) * | 2019-09-19 | 2020-01-31 | 北京控制工程研究所 | 一种控制力矩陀螺动态响应时延特性闭环补偿方法 |
CN110955255A (zh) * | 2019-10-31 | 2020-04-03 | 北京控制工程研究所 | 基于cmg的高精度轨控姿态维持方法、系统及介质 |
CN111026142A (zh) * | 2019-12-11 | 2020-04-17 | 北京控制工程研究所 | 一种大干扰和小惯量情况下的快速姿态机动方法及系统 |
-
2020
- 2020-10-23 CN CN202011148620.1A patent/CN112319852B/zh active Active
Patent Citations (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN1605962A (zh) * | 2004-11-26 | 2005-04-13 | 清华大学 | 航天器大角度机动控制的单框架力矩陀螺群的最优控制法 |
CN1974325A (zh) * | 2006-12-14 | 2007-06-06 | 北京航空航天大学 | 一种精确补偿摩擦的磁悬浮控制力矩陀螺框架伺服控制系统 |
US9038958B1 (en) * | 2012-05-29 | 2015-05-26 | United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Method and apparatus for contingency guidance of a CMG-actuated spacecraft |
CN104527994A (zh) * | 2015-01-21 | 2015-04-22 | 哈尔滨工业大学 | 异面交叉快变轨道固定时间稳定姿态指向跟踪控制方法 |
CN106896821A (zh) * | 2017-03-10 | 2017-06-27 | 北京航空航天大学 | 一种变速控制力矩陀螺的角动量管理方法 |
CN109871025A (zh) * | 2019-02-28 | 2019-06-11 | 北京控制工程研究所 | 一种变速控制力矩陀螺操纵律设计方法 |
CN110733672A (zh) * | 2019-09-19 | 2020-01-31 | 北京控制工程研究所 | 一种控制力矩陀螺动态响应时延特性闭环补偿方法 |
CN110955255A (zh) * | 2019-10-31 | 2020-04-03 | 北京控制工程研究所 | 基于cmg的高精度轨控姿态维持方法、系统及介质 |
CN111026142A (zh) * | 2019-12-11 | 2020-04-17 | 北京控制工程研究所 | 一种大干扰和小惯量情况下的快速姿态机动方法及系统 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN112319852B (zh) | 2022-12-13 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Longman et al. | Satellite-mounted robot manipulators—New kinematics and reaction moment compensation | |
EP0769736B1 (en) | Method for inclined orbit attitude control for momentum bias spacecraft | |
CN109573105B (zh) | 末子级留轨应用子系统姿态控制方法 | |
Takada et al. | Control moment gyro singularity-avoidance steering control based on singular-surface cost function | |
US6360996B1 (en) | Steering control for skewed scissors pair CMG clusters | |
US20040140401A1 (en) | System and method for controlling the attitude of a flying object | |
JP3859454B2 (ja) | 人工衛星のマヌーバ制御装置 | |
JPH09325045A (ja) | 軌道でのヨー操縦の力学的バイアス | |
CN111638643B (zh) | 一种位移模式无拖曳控制动力学协调条件确定方法 | |
CN105116914A (zh) | 一种平流层飞艇解析模型预测路径跟踪控制方法 | |
CN106272380A (zh) | 一种抓捕高速旋转目标后机械臂组合体的姿态稳定方法 | |
JPS61287899A (ja) | 静止衛星の章動の制御方法および装置 | |
CN110895418B (zh) | 补偿舵机动力学滞后的低速旋转飞行器控制方法及系统 | |
CN108427429B (zh) | 一种考虑动态指向约束的航天器视轴机动控制方法 | |
CN112319852B (zh) | 一种带有前馈补偿的新型cmg操纵律设计方法 | |
CN110597274B (zh) | 一种适应姿态重定向的sgcmg动态框架角速度确定方法 | |
CN103818564B (zh) | 一种采用小推力的航天器轨道维持与对地定向姿态保持一体化控制方法 | |
US6860451B1 (en) | Spacecraft spin axis reorientation method | |
EP3643621B1 (en) | Satellite attitude control system using eigen vector, non-linear dynamic inversion, and feedforward control | |
CN111596692B (zh) | 一种平流层飞艇的环绕跟踪移动目标控制方法及系统 | |
Zhang | The output torque estimation of MCMG for agile satellites | |
EP0544241A1 (en) | Method and apparatus for dynamic precompensation of solar wing stepping motions of a satellite | |
Maclean et al. | Computationally light attitude controls for resource limited nano-spacecraft | |
Mettler et al. | Solar sail dynamics and control using a boom mounted bus articulated by a bi-state two-axis gimbal and reaction wheels | |
Tournes et al. | Automatic docking using optimal control and second order sliding mode control |
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 |