[发明专利]基于零运动的控制力矩陀螺框架角速度控制量的确定方法

说明书

技术领域

本发明属于航天器制导、导航与控制领域，涉及一种控制力矩陀螺的控制方法。

背景技术

具有快速机动需求的卫星一般采用控制力矩陀螺(CMG)群作为执行机构，使其具有滚动轴和俯仰轴多轴快速姿态机动的能力。由于执行机构中工作的控制力矩陀螺数量通常大于3个，因此对于执行机构，其在零动量下具有无穷多个框架角位置解。但在这些框架角位置下，CMG输出的合力矩特性是不同的。为了实现包括奇异规避的良好力矩输出要求，通常期望卫星在姿态稳定时低速框架角要保持在给定的标称值附近。

现有CMG在低转速下的控制方法，缺乏回归标称位置的控制策略。因此，当卫星存在外扰作用，或经历姿态机动使低速框架大角度运动后，在星体姿态稳定后的低速框架角位置往往保持在新的平衡位置，无法再回到原有设计的标称位置。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种基于零运动的确定CMG回归标称位置的框架角速度控制量获取方法，避免外扰作用下或大角度机动后低速框架角偏离标称位置而保持在其他平衡位置，确保CMG具有良好的构型。

本发明的技术解决方案是：基于零运动的控制力矩陀螺框架角速度控制量的确定方法，包括如下步骤：

(1)测量得到控制力矩陀螺的实时框架角δ；

(2)计算得到控制力矩陀螺的实时框架角δ与框架角标称值δ₀之间的误差Δδ＝δ₀-δ；

(3)采用公式δ·M=γ(In-JT(JJT+αIn)-1J)Δδ]]>计算得到控制力矩陀螺框架角回到与δ₀对应的位置所需的框架角速度控制量其中J＝Acosδ-Bsinδ，A、B为与控制力矩陀螺的安装有关的3×n矩阵，矩阵A的第i列表示框架角为90度时第i个控制力矩陀螺的角动量单位方向矢量，矩阵B的第i列表示框架角为0度时第i个控制力矩陀螺的角动量单位方向矢量，I_n是n维单位矩阵，n为控制力矩陀螺的个数，γ是回标称位系数，为大于0的数值，γ的大小决定了控制力矩陀螺框架角回到标称位置的快慢，γ越大则回归速度越快，α是奇异规避系数；

(4)根据期望的控制力矩T_c，采用公式解算得到相应的框架角速度控制量式中H₀为单个控制力矩陀螺的角动量；