专利名称：基于奇异值分解的单框架控制力矩陀螺群协调控制方法
技术领域：
本发明涉及一种航天器的姿态控制方法，具体涉及一种单框架控制力矩陀螺群的控制方法。
背景技术：
随着航天事业的发展，现代航天器对姿态控制系统的精度、寿命以及可靠性的要求越来越高。航天器在轨姿态控制主要是通过执行机构输出控制力矩来实现。目前航天器采用的姿态控制执行机构主要有喷气推力器、角动量交换装置、磁力矩器等。其中角动量交换装置具有能够提供连续姿态控制力矩、不消耗燃料、不污染光学设备和飞行环境、不易激发航天器挠性附件的振动等优点，因而作为航天器姿态控制系统的主执行机构而广泛应用于高精度、长寿命的航天器。角动量交换装置的工作原理建立在角动量守恒的基础上，当其角动量的大小或者方向按一定规律变化时，将产生连续的反作用力矩作用在航天器本体上，从而达到控制航天器姿态的目的。在各类角动量交换装置中，单框架控制力矩陀螺群(Single Gimbal Control Moment Gyros, SGCMGs)不仅能输出大幅值控制力矩，还具有结构简单、可靠性高、 系统响应快、控制更精确等优点，已成为工程实际中大型长寿命航天器的首选姿态控制执行机构，如美国的大型太空望远镜(LST)以及前苏联发射的和平号空间站(MIR)都采用了 SGCM(}s作为姿态控制主执行机构。中国关于CMGs的研究起步较晚，北京控制工程研究所于 1999年开始研制机械轴承SGCMGs，并首次成功应用于2011年9月发射的天宫一号目标飞行器。在运用SGCMGs对航天器进行姿态控制时，需要首先设计SGCMGs的操纵律，由指令控制力矩确定陀螺框架角速度，使陀螺输出力矩与航天器姿态控制系统要求的指令力矩一致。然而，SGCMGs固有的构型奇异问题却给操纵律设计带来了很大困难。SGCMGs的构型奇异是指当处于某些框架角组合时，各陀螺的输出力矩矢量共面，而使得在垂直于该平面的方向即奇异方向上无法提供要求的力矩，特别是当SGCMGs中有部分陀螺失效时，对应于奇异的框架角组合的数量会急剧增多，使得奇异问题更加严重。虽然许多学者对此进行了大量研究，但所设计的操纵律仍存在一些问题，如零运动操纵律无法避免显奇异点，且在 SGCMGs构型接近奇异时，框架角速度解过大甚至无解；鲁棒伪逆和广义鲁棒伪逆操纵律都会弓I入力矩误差，使姿态控制精度下降。另一方面，目前世界上已有的大型组合体航天器大都采用多舱段的结构，其姿态控制执行机构至少包含有两套五棱锥构型SGCMGs，分别安装于核心舱和对接的应用舱之一。传统的控制方案中，核心舱SGCMGs通常用于单独核心舱以及对接后整个组合体的姿态控制，而应用舱SGCMGs仅用于对接前应用舱的姿态控制。这种方案最大的问题在于，当仅利用核心舱SGCMGs进行组合体控制时，若部分陀螺发生故障，则现有操纵律无法保证 SGCMGs能同时实现奇异的完全避免和力矩的精确输出。本发明正是针对这一难点问题，提出一种应用于SGCMGs的基于奇异值分解的协调控制方法，旨在为国内现今的和将来的大型航天器姿态控制任务提供技术支持。
发明内容
本发明的目的是针对具有两套五棱锥构型SGCM(}s控制的航天器，提出一种 SGCMGs协调控制方法，保证在部分陀螺失效时和陀螺奇异时，仍能使陀螺精确有效地输出控制力矩以控制航天器的姿态。本发明提供了一种基于奇异值分解的单框架控制力矩陀螺群协调控制方法，在航天器具有两套五棱锥构型SGCMGs，并且其中A套的部分陀螺(包括1、2或3个)失效，B套正常工作的情况下，可以适用本发明的方法。本发明的方法包括以下步骤步骤一、将控制整个航天器所需的指令力矩按一定比例分配给两套SGCMGs ；步骤二、利用奇异值分解的方法对分配给A套SGCMGs的指令力矩进行再次分解， 将其中沿A套SGCMGs奇异方向的指令力矩分量分配给B套SGCMGs，而垂直于A套SGCMGs 奇异方向的指令力矩分量仍分配给A套SGCMGs ；步骤三、分配完成后，A套SGCMGs利用伪逆操纵律求解出其指令框架角速度，B套 SGCMGs利用伪逆加零运动操纵律求解出其指令框架角速度；步骤四、两套SGCMGs分别按各自的指令框架角速度运转，输出力矩之和作用于航天器，完成精确的姿态控制。有益效果在无需配置额外执行机构的情况下，本发明方法充分利用两套SGCMGs的控制能力，通过两套SGCMGs的协调控制，很好的解决了单独利用一套SGCMGs进行航天器姿态控制时无法解决的问题，保证在部分陀螺失效时和陀螺奇异时，仍能使陀螺精确有效地输出控制力矩以控制航天器的姿态，还在最大程度上避免了单套SGCMGs过早饱和的可能性。
图1为单框架控制力矩陀螺(SGCMG)的结构示意图。图2为两套SGCMGs的构型示意图。图3为基于奇异值分解的两套SGCMGs协调控制方法原理图。图4为基于两套SGCMGs的组合体航天器姿态控制系统。图5为A套SGCMGs的奇异度量结果图。图6为A套SGCMGs的实际框架角速度结果图。图7为两套SGCMGs的实际输出力矩与指令控制力矩的误差结果图。
具体实施例方式下面结合附图，详细说明本发明的优选实施方式。为更清楚的介绍本实施例，首先简单说明SGCMG输出力矩的原理，再结合两套五棱锥构型的SGCMGs说明本方法的实施。需要强调的是，该方法只需要两套五棱锥构型的 SGCMGs，而并不依赖于具体的安装方式。参见图1，SGCMG由一个恒速转动的转子和支撑转子的框架组成， 为转子自旋轴方向，营为框架轴转速方向，F与输出控制力矩方向相反。转子自旋轴与框架轴正交安装，分别由转子电机和框架电机驱动。转子电机驱动转子绕自旋轴恒速旋转，产生一个恒定角动量。框架电机根据控制指令使框架绕固连于航天器本体的框架轴以角速度S转过框架角δ。 由于框架轴的转动，导致转子自旋轴方向改变，使转子的角动量发生改变，从而输出一个陀螺力矩。对于单个SGCMG，根据以上介绍的工作原理，可以得到其所输出的控制力矩为
权利要求
1.一种基于奇异值分解的单框架控制力矩陀螺群协调控制方法，该方法适用于航天器具有两套五棱锥构型SGCMGs，并且其中A套有1个、2个或3个陀螺失效，B套正常工作的情况，包括以下步骤步骤一、将控制整个航天器所需的指令力矩按一定比例分配给两套SGCMGs ；步骤二、利用奇异值分解的方法对分配给A套SGCMGs的指令力矩进行再次分解，将其中沿A套SGCMGs奇异方向的指令力矩分量分配给B套SGCMGs，而垂直于A套SGCMGs奇异方向的指令力矩分量仍分配给A套SGCMGs ；步骤三、分配完成后，A套SGCMGs利用伪逆操纵律求解出其指令框架角速度，B套 SGCMGs利用伪逆加零运动操纵律求解出其指令框架角速度；步骤四、两套SGCM(iS分别按各自的指令框架角速度运转，输出力矩之和作用于航天器，完成精确的姿态控制。
2.根据权利要求1所述的一种基于奇异值分解的单框架控制力矩陀螺群协调控制方法，其特征在于，在步骤一中，依据两套SGCMGs的最小包络角动量大小进行力矩分配假设从所设计的姿态控制器得到的总指令控制力矩为T。，分配给A套失效SGCMGs的指令控制力矩为T。a，表示为
全文摘要
本发明涉及一种基于奇异值分解的单框架控制力矩陀螺群协调控制方法，首先将控制整个航天器所需的指令力矩按一定比例分配给两套SGCMGs；然后利用奇异值分解的方法对分配给A套SGCMGs的指令力矩进行再次分解，将其中沿A套SGCMGs奇异方向的指令力矩分量分配给B套SGCMGs，而垂直于A套SGCMGs奇异方向的指令力矩分量仍分配给A套SGCMGs；分配完成后，两套SGCMGs分别求解出其指令框架角速度，并按各自的指令框架角速度运转，输出力矩之和作用于航天器，完成精确的姿态控制。本发明在无需配置额外执行机构的情况下，保证在部分陀螺失效时和陀螺奇异时，仍能使陀螺精确有效地输出控制力矩以控制航天器的姿态，还在最大程度上避免了单套SGCMGs过早饱和的可能性。
文档编号G05D1/08GK102566578SQ201210009458
公开日2012年7月11日 申请日期2012年1月12日 优先权日2012年1月12日
发明者徐世杰, 桂海潮, 金磊 申请人:北京航空航天大学