[发明专利]一种基于指令力矩矢量调节的控制力矩陀螺奇异规避方法

说明书

技术领域

本发明涉及航天器姿态确定与控制领域，特别是一种基于指令力矩矢量调节的控制力矩陀螺奇异规避方法。

背景技术

具有姿态快速机动要求的敏捷航天器一般采用控制力矩陀螺群作为执行机构。由于卫星姿态机动能力强，当控制力矩陀螺群框架运动到一定构型时会接近和处于框架奇异状态，从而导致执行机构无法按预期输出航天器三轴控制力矩。为避免控制力矩陀螺框架运动的奇异问题，现有的技术方法为针对奇异问题研究提出的零运动奇异规避方法和鲁棒奇异规避方法，其中，零运动奇异规避方法仅能实现对奇异类型中的隐奇异规避进行有效规避，鲁棒奇异规避方法主要针对零运动奇异规避方法无法解决的显奇异规避问题，但后者相对前者来说在规避过程中会对航天器姿态产生一定扰动。因此虽然采用常规的零运动奇异规避和鲁棒奇异规避算法虽然在一定程度上可避免该问题，但由于该方法存在控制力矩陀螺框架构型“锁死”现象会导致航天器暂时失去姿态控制能力而影响姿态机动性能。

当采取常规奇异规避算法后出现框架“锁死”现象被发现并得到合理数学解释后(WieBong,et.al.，SingularityRobustSteeringLogicforRedundantSingle-GimbalControlMomentGyros，AIAAGuidance,Navigation,andControlConferenceandExhibit,Denver,2000)，相关学者开展了避免该现象的研究。后续大部分研究主要对鲁棒奇异规避算法进行改进，其中，最为典型的是美国学者WieBong，其采取的技术途径为将传统鲁棒奇异规避方法中防奇异因子矩阵中为零的非对角线元素改造成不同形式的非零元素(WieBong，Newsingularityescape/avoidancesteeringlogicforcontrolmomentgyrosystems，JournalofGuidanceControlandDynamics,28(5)，2005)，特别是非对角线元素为随时间而变化以避免框架锁死的问题，并申请了多项专利(如WieB.,et.al.,RobustSingularityAvoidanceinSatelliteAttitudeControl,U.S.Patent6,039,290,2000；WieB.,SingularityEscape/AvoidanceSteeringLogicforControlMomentGyroSystems,U.S.PatentNo.6,917,862,2005.等)。在上述现有的改进方法中，为了达到实现奇异规避且同时对星体姿态扰动尽量小的要求，需要对算法中的多参数仿真试凑方式进行选定，因此针对传统框架奇异规避框架锁死及后续研究改进方法一般难以同时兼顾奇异规避与航天器姿态扰动小的问题。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种在零运动奇异规避和鲁棒奇异规避算法的基础上引入基于控制力矩指令矢量随奇异度量自主调节的奇异规避方法，能够防止系统进入奇异或从奇异点迅速脱离，避免出现控制力矩陀螺框架构型“锁死”的现象。

本发明的技术解决方案是：一种基于指令力矩矢量调节的控制力矩陀螺奇异规避方法，包括如下步骤：

(1)采集控制力矩陀螺群框架角向量δ，然后根据控制力矩陀螺运动方程计算框架角运动的雅克比矩阵J；

(2)计算奇异度量值Sv为

Sv＝det(J·J^T)

进而得到指令力矩矢量调节系数υ为