[发明专利]基于SGCMG和RW的航天器高精度快速姿态机动方法

权利要求书

1.基于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：

ωr=θrixiyiz]]>

获得航天器的参考角速度ω_r；

式中：θ_r表示参考角速度沿欧拉转轴方向的大小；ixiyiz]]>为航天器转动的欧拉转轴方向单位矢量；

根据公式：

Qr=Q0⊗ixsinθr2iysinθr2izsinθr2cosθr2T]]>

获得航天器的参考四元数Q_r；

式中：Q₀表示初始四元数，是四元数乘法符号；

步骤二、根据公式：

Qe=Qr-1⊗Q]]>

获得航天器的误差四元数Q_e；式中：Q为实时四元数；

根据公式：

ω_e＝ω-C(Q_e)ω_r

获得航天器的误差角速度ω_r；式中：ω为实时角速度；C(Q_e)为对应于误差四元数Q_e的方向余弦矩阵；

步骤三、采用PID控制器，根据步骤二获得的误差四元数Q_e和误差角速度ω_e通过公式：

τ=-J{2ksatLi(Qe+1TI∫Qe)+cωe}]]>

Li=(c/2k)min{4ai|Qei|,|ωi|max}]]>

计算指令控制力矩；式中：J为航天器整体转动惯量；k、c均为增益系数；L_i为角速度约束系数；T_I为积分时间常数；a_i为第i轴的最大控制加速度；|Q_ei|为误差四元数的第i个分量；|ω_i|_max为航天器各轴最大角速度；τ为未考虑饱和限制的控制力矩；||τ||_∞为τ的范数；T_c为考虑饱和限制后控制器的指令控制力矩；U为航天器最大输出力矩；

步骤四、根据力矩分配法则，计算CMG和RW产生的实际控制力矩；

步骤五、根据步骤四获得的实际控制力矩，通过姿态动力学方程获得航天器实际角速度；

步骤六、根据步骤五获得的航天器实际角速度，通过姿态运动学方程获得航天器的实际姿态四元数，根据该航天器的实际姿态四元数对航天器进行控制，从而实现航天器的高精度快速姿态机动。