基于零運(yùn)動(dòng)的控制力矩陀螺框架角速度控制量的確定方法
【專利摘要】基于零運(yùn)動(dòng)的控制力矩陀螺框架角速度控制量的確定方法，針對控制力矩陀螺群的控制問題，首先測量當(dāng)前的框架角位置，并與標(biāo)稱框架角進(jìn)行比較以求得兩者偏差，根據(jù)偏差設(shè)計(jì)回標(biāo)稱框架角的低速框架指令。然后將得到的回標(biāo)稱框架角控制指令投影到控制力矩陀螺框架運(yùn)動(dòng)的零空間。最后，通過與傳統(tǒng)的基于Jcobian矩陣求解低速框架角速度指令的方法及奇異規(guī)避的方法相結(jié)合，得到最終的控制力矩陀螺框架角速度的控制量。本發(fā)明方法能夠保證在不對星體姿態(tài)產(chǎn)生影響的條件下，使得控制力矩陀螺順利回歸框架標(biāo)稱位置，從而使得控制力矩陀螺保持良好的構(gòu)型，非常適合于有外擾作用或多軸大角度機(jī)動(dòng)衛(wèi)星的控制系統(tǒng)。
【專利說明】基于零運(yùn)動(dòng)的控制力矩陀螺框架角速度控制量的確定方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明屬于航天器制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制領(lǐng)域，涉及一種控制力矩陀螺的控制方法。
【背景技術(shù)】
[0002]具有快速機(jī)動(dòng)需求的衛(wèi)星一般采用控制力矩陀螺(CMG)群作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)，使其具有滾動(dòng)軸和俯仰軸多軸快速姿態(tài)機(jī)動(dòng)的能力。由于執(zhí)行機(jī)構(gòu)中工作的控制力矩陀螺數(shù)量通常大于3個(gè)，因此對于執(zhí)行機(jī)構(gòu)，其在零動(dòng)量下具有無窮多個(gè)框架角位置解。但在這些框架角位置下，CMG輸出的合力矩特性是不同的。為了實(shí)現(xiàn)包括奇異規(guī)避的良好力矩輸出要求，通常期望衛(wèi)星在姿態(tài)穩(wěn)定時(shí)低速框架角要保持在給定的標(biāo)稱值附近。
[0003]現(xiàn)有CMG在低轉(zhuǎn)速下的控制方法，缺乏回歸標(biāo)稱位置的控制策略。因此，當(dāng)衛(wèi)星存在外擾作用，或經(jīng)歷姿態(tài)機(jī)動(dòng)使低速框架大角度運(yùn)動(dòng)后，在星體姿態(tài)穩(wěn)定后的低速框架角位置往往保持在新的平衡位置，無法再回到原有設(shè)計(jì)的標(biāo)稱位置。
【發(fā)明內(nèi)容】
[0004]本發(fā)明的技術(shù)解決問題是:克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供了一種基于零運(yùn)動(dòng)的確定CMG回歸標(biāo)稱位置的框架角速度控制量獲取方法，避免外擾作用下或大角度機(jī)動(dòng)后低速框架角偏離標(biāo)稱位置而保持在其他平衡位置，確保CMG具有良好的構(gòu)型。
[0005]本發(fā)明的技術(shù)解決方案是:基于零運(yùn)動(dòng)的控制力矩陀螺框架角速度控制量的確定方法，包括如下步驟:
[0006](I)測量得到控制力矩陀螺的實(shí)時(shí)框架角δ ；
[0007](2)計(jì)算得到控制力矩陀螺的實(shí)時(shí)框架角δ與框架角標(biāo)稱值δ ^之間的誤差Λ δ
=δ ο" δ ；
[0008](3)采用公式
【權(quán)利要求】
1. 基于零運(yùn)動(dòng)的控制力矩陀螺框架角速度控制量的確定方法，其特征在于包括如下步驟: (1)測量得到控制力矩陀螺的實(shí)時(shí)框架角S; (2)計(jì)算得到控制力矩陀螺的實(shí)時(shí)框架角δ與框架角標(biāo)稱值Sci之間的誤差Λδ =δ0-δ ; (3)采用公式4
【文檔編號】G05D1/08GK103941741SQ201410174771
【公開日】2014年7月23日 申請日期:2014年4月28日 優(yōu)先權(quán)日:2014年4月28日
【發(fā)明者】雷擁軍, 王淑一, 宗紅, 李明群, 田科豐, 姚寧, 朱琦, 劉潔, 李晶心, 何海鋒, 曹榮向 申請人:北京控制工程研究所