专利名称：基于sgcmg和rw的航天器高精度快速姿态机动方法
技术领域：
本发明涉及一种航天器高精度快速姿态机动方法。
背景技术：
航天器控制系统通过角动量交换的执行机构通常有飞轮和控制力矩陀螺(CMG)，飞轮又分为反作用飞轮(RW)和偏置动量轮，控制力矩陀螺分为单框架控制力矩陀螺(SGCMG)和双框架控制力矩陀螺(DGCMG)。RW在不工作时转速为零，并通过加速或减速来产生控制力矩。特点是产生的力矩小，但控制精度高，通常应用于高精度的三轴稳定卫星。SGCMG只有一个框架，转子的转速恒定不变，它通过框架的转动来产生陀螺力矩，进而作用于航天器本体上。特点是产生的控制力矩大，但控制精度相对较低，般应用在大型航天器或者敏捷航天器的姿态控制中。
在高精度的快速姿态机动任务中，单独采用RW或SGCMG都难以取得良好的预期效果。
发明内容
本发明是为了实现航天器高精度快速姿态机动，从而提供种基于SGCMG和RW的航天器高精度快速姿态机动方法。基于SGCMG和RW的航天器高精度快速姿态机动方法，它由以下步骤实现:步骤一、根据公式:
权利要求
1.关于SGCMG和RW的航天器高精度快速姿态机动方法，其特征是:它由以下步骤实现: 步骤一、根据公式:
2.根据权利要求1所述的基于SGCMG和RW的航天器高精度快速姿态机动方法，其特征在于步骤一中0 ^的取值为:
3.根据权利要求2所述的基于SGCMG和RW的航天器高精度快速姿态机动方法，其特征在于步骤四中所述的力矩分 配法则为:
4.根据权利要求3所述的基于SGCMG和RW的航天器高精度快速姿态机动方法，其特征在于步骤三中的PID控制器为递阶饱和PID控制器，所述递阶饱和PID控制器模型为:
5.根据权利要求4所述的基于SGCMG和RW的航天器高精度快速姿态机动方法，其特征在于步骤四中计算CMG产生的实际控制力矩是通过下列公式实现的:
6.根据权利要求5所述的基于SGCMG和RW的航天器高精度快速姿态机动方法，其特征在于步骤四中计算RW产生的实际控制力矩是通过下列公式实现的:
7.根据权利要求6所述的基于SGCMG和RW的航天器高精度快速姿态机动方法，其特征在于步骤五中的姿态动力学方程为:
8.根据权利要求7所述的基于SGCMG和RW的航天器高精度快速姿态机动方法，其特征在于步骤六中的姿态运动学方程为:
9.根据权利要求8所述的基于SGCMG和RW的航天器高精度快速姿态机动方法，其特征在于步骤一中的四元数的表达式为:
全文摘要
基于SGCMG和RW的航天器高精度快速姿态机动方法，涉及一种航天器高精度快速姿态机动方法。它是为了实现航天器高精度快速姿态机动。本发明提供的是一种利用控制力矩陀螺(CMG)和反作用飞轮(RW)作为联合执行机构来实现航天器高精度快速机动的方法。本发明将绕欧拉主轴的角速度划分为三段，加速段和减速段采用CMG来产生要求的控制力矩，匀速段以及减速段结束后采用RW产生的补偿力矩来保证角速度维持在恒定值附近，从而实现航天器高精度快速机动。该方法适用于配置有CMG和RW的航天器姿态机动的情况，能够使航天器在快速机动的同时保证高精度的姿态指向和稳定度。本发明适用于航天器的姿态控制。
文档编号G05B13/04GK103092208SQ20131000761
公开日2013年5月8日 申请日期2013年1月9日 优先权日2013年1月9日
发明者孙兆伟, 杨云刚, 王峰, 曹喜滨, 潘小彤, 李冬柏, 庞博, 李太平, 宁明峰, 岳程斐, 袁勤 申请人:哈尔滨工业大学