一种基于额定力矩不同的混合动量轮系力矩分配计算方法与流程

本发明属于航天器姿态控制领域，涉及一种的混合动量轮系力矩分配计算方法。

背景技术：

提高航天器姿态机动控制的能力，需要多类动量轮共同参与姿控。当多于3个动量轮参与姿态控制时，根据三轴姿控力矩分配每个动量轮的控制力矩的分配方式并不是唯一的。中国宇航出版社出版的《卫星姿态动力学与控制(2)》一书中，对于已知动量轮的安装矩阵a，基于伪逆矩阵的形式，给出了分配矩阵d的计算公式：d＝a^t(aa^t)^-1。该种方法适用于姿态机动能力要求不高，对工作动量轮控制力矩均衡性要求不高的情况。当要求航天器进行快速姿态机动时，希望充分发挥各类动量轮的执行能力，混合轮控方式下采用上述伪逆方法不能保证分配给各类动量轮的控制力矩均衡，从而影响了姿态机动的快速性和精度。

技术实现要素：

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足之处，提供一种基于额定力矩不同的混合动量轮系力矩分配计算方法，使得动量轮控制力矩分配均衡、提高姿态机动的速度和精度。

本发明的技术解决方案是：一种基于额定力矩不同的混合动量轮系力矩分配计算方法，包括步骤如下：

(1)控制航天器绕滚动轴或俯仰轴进行姿态机动，根据航天器上各动量轮的安装位置，计算航天器姿态机动时所能获得的最大控制力矩，并记录此时航天器上各动量轮的控制力矩ti，i＝1,2,3,...,n；n为参与姿态控制的动量轮个数，为正整数；

(2)根据步骤(1)中记录的各动量轮的控制力矩ti，在控制力矩达到动量轮所能输出最大力矩的动量轮中任意选取一个动量轮j；j为正整数；

(3)根据航天器上参与姿态控制的n个动量轮的安装矩阵a3×n，计算姿控力矩预分配矩阵d'＝a3×n^t(a3×na3×n^t)^-1；

(4)分别计算除动力轮j外的其余n-1个动量轮的力矩分配调整系数c(i,i)，并确定对角矩阵c，其中，对角矩阵的对角元素为其余n-1个动量轮的力矩分配调整系数c(i,i)及c(j,j)＝1；

(5)对姿控力矩预分配矩阵d'进行调整，得到最终的姿控力矩分配矩阵d＝ca3×n^t(a3×nca3×n^t)^-1，根据姿控力矩分配矩阵d确定每个动量轮的控制力矩。

所述步骤(4)中，动量轮的力矩分配调整系数c(i,i)的计算公式如下：

其中，i≠j，tj表示动量轮j的控制力矩；k的取值为1或2，k＝1表示航天器绕滚动轴进行姿态机动；k＝2表示航天器绕俯仰轴进行姿态机动。

所述n>3。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

本发明方法根据航天器上各类动量轮的安装位置，计算姿态机动能获得最大控制力矩时各类动量轮的控制力矩，然后将控制力矩达到动量轮所能输出最大力矩的动量轮作为基准动量轮，并根据动量轮的安装，计算姿控力矩预分配矩阵，最后根据基准动量轮的控制力矩以及预分配矩阵，并根据力矩分配调整系数对姿控力矩预分配矩阵进行调整。本发明方法充分发挥了各类动量轮的执行能力，使得分配给动量轮的控制力矩均衡，提高了姿态机动的快速性和精度。

附图说明

图1(a)为星体姿态机动期间的姿态角曲线图；

图1(b)为星体姿态机动期间的角速度曲线图；

图2为星体姿态机动期间各个轮子的角动量曲线图；

图3为通过一般分配矩阵计算各类轮子提供的力矩的曲线图；

图4为通过本发明的方法确定的最优分配矩阵计算各类轮子提供的力矩的曲线图；

图5为本发明的方法的流程图。

具体实施方式

下面结合附图及实施例对本发明进行进一步说明。

如图5所示，一种基于额定力矩不同的混合动量轮系力矩分配计算方法，包括步骤如下：

1)、根据航天器动量轮的安装位置，计算航天器姿态机动获得最大控制力矩时，各动量轮的控制力矩ti，i＝1,2,3,...,n，n为航天器上参与姿态控制的动量轮个数，n>3，此时的ti为充分发挥每个动量轮执行能力时的控制力矩。

2)、选择控制力矩达到动量轮所能输出最大力矩的动量轮作为基准动量轮，记其编号为j。

3)、根据动量轮安装矩阵a3×n，计算初步的姿控力矩预分配矩阵d'＝a3×n^t(a3×na3×n^t)^-1。

4)、基于基准动量轮的控制力矩和预分配矩阵，计算动量轮的力矩分配调整系数，调整动量轮预分配控制力矩。将各调整系数组成对角矩阵c，c(j,j)＝1。

5)、最后据此对初步的姿控力矩预分配矩阵d'进行调整，计算最终的姿控力矩分配矩阵d＝ca^t(aca^t)^-1，使得分配后的各动量轮控制力矩均衡，并充分发挥其执行能力，从而达到提高航天器姿态机动控制能力和精度的目的。

实施例1：

设共有4个动量轮参与姿态控制，计作2-3-4-5，其中2-3-4表示大力矩动量轮，其最大提供力矩等于0.5nm，5表示小力矩动量轮，其最大提供力矩等于0.1nm；

(1)混合动量轮安装矩阵如下：

选取小轮子4作基准动量轮，则各类动量轮最大输出力矩为1nm，则在此前提下航天器绕滚动轴姿态机动时最大控制力矩为2.285nm，其中每个动量轮的输出力矩为：t2＝-0.423nm，t3＝1nm，t4＝0.906nm，t5＝1nm。

(2)小力矩动量轮5的控制力矩达到了最大值，选取j＝4。

(3)计算姿控力矩预分配矩阵：

(4)计算力矩分配调整系数，对角矩阵c的元素：

c(4,4)＝1。

(5)计算最终的姿控力矩分配矩阵：

姿控力矩分配矩阵乘以对应的三轴姿控力矩即可计算出各类动量轮应提供的控制力矩。

俯仰机动4次、滚动机动1次、俯仰再反向机动4次、滚动反向机动1次，如图1(a)、图1(b)、图2所示，本发明的方法应用于航天器姿轨控系统中，可以合理的在参与姿控的额定力矩不同的混合动量轮轮系中合理分配控制力矩，各动量轮的力矩如图3、图4所示，给出的例子，40s机动0.64度，稳定时间8s，所选轮子中2-3-4表示大力矩轮子，5表示小力矩轮子。

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。