一种控制力矩陀螺群机动中穿越奇异的方法

技术领域

本发明涉及卫星姿态控制技术领域，尤其涉及一种控制力矩陀螺群机动中穿越奇异的方法。

背景技术

随着空间技术的发展，为了满足复杂卫星控制系统高精度高稳定度和大角度姿态快速机动的要求，一般采用控制力矩陀螺群作为执行机构。由于控制力矩陀螺群存在构型奇异，需要对奇异问题进行规避，当控制力矩陀螺群框架构型“锁死”时会导致执行机构无法输出期望的力矩，使系统失去控制能力进而影响机动能力，甚至造成姿态异常影响载荷成像。

这里的陈述仅提供与本发明有关的背景技术，而并不必然地构成现有技术。

发明内容

本发明的目的在于提供一种控制力矩陀螺群机动中穿越奇异的方法，当机动过程中出现了无法避免的奇异现象时，可以通过设计的外框角速度指令来实现迅速穿越奇异，恢复系统正常的控制能力。

为了达到上述目的，本发明提供一种控制力矩陀螺群机动中穿越奇异的方法，包含以下步骤：

步骤S1、卫星用控制力矩陀螺群作为执行机构进行姿态快速机动；

步骤S2、根据机动过程中的控制率计算相应的控制指令力矩和奇异度；

步骤S3、根据设定的判据条件自动切换解算控制力矩陀螺的外框架角速度指令，快速穿越奇异。

所述步骤S2包含：

步骤S2.1、采用四元数和姿态角速度反馈的改进型递阶饱和控制算法计算控制力矩指令T

姿态四元数偏差为：

角速度偏差为：

ω

式中，

采用四元数和姿态角速度反馈的改进型递阶饱和控制算法：

式中，q

K、D、K

K

D

K

加入前馈力矩：

T

其中，

则控制力矩为：

T

步骤S2.2、采用控制力矩陀螺运动方程，根据框架角运动的雅克比矩阵计算奇异度D；

雅克比矩阵：

C＝(A*Cδ-B*Sδ)e

其中，e

奇异度表示如下：

D＝det(CC

其中，det(.)表示对括号里的矩阵求行列式。

判据条件中的力矩阈值和奇异度判定阈值可注数修改。

所述步骤S3包含：

步骤S3.1、机动过程中，当满足条件|T

步骤S3.2、机动过程中，当不满足条件|T

框架角速度鲁棒伪逆解为：

其中，E是3×3的单位阵，h＝10，r＝e

采用零运动操纵率计算如下：

其中，矩阵CC

其中，A

则零运动框架角速度为：

限幅处理如下：

记

得出控制力矩陀螺的框架角速度指令：

本发明具有以下优点：

1、本发明在零运动奇异规避的基础上，通过判据逻辑切换，能根据指令力矩和奇异度自主选择进行外框架角速度指令的计算，能有效保证卫星快速穿越奇异。

2、本发明方法设计的判据条件中力矩阈值和奇异度判定阈值可注数修改，设计灵活，工程应用简单。

附图说明

图1是本提供的一种控制力矩陀螺群机动中穿越奇异的方法的流程图。

图2是控制力矩陀螺群五棱锥构型示意图。

图3是本发明姿态机动角度曲线。

图4是本发明姿态机动角度速曲线。

图5是本发明控制力矩陀螺群奇异值曲线。

具体实施方式

以下根据图1～图5，具体说明本发明的较佳实施例。

如图1所示，本发明提供了一种控制力矩陀螺群机动中穿越奇异的方法，包含以下步骤：

步骤S1、卫星用控制力矩陀螺群作为执行机构进行姿态快速机动；

步骤S2、根据机动过程中的控制率计算相应的控制指令力矩和奇异度；

步骤S2.1、采用四元数和姿态角速度反馈的改进型递阶饱和控制算法计算控制力矩指令T

姿态四元数偏差为：

角速度偏差为：

ω

式中，

采用四元数和姿态角速度反馈的改进型递阶饱和控制算法：

式中，q

K、D、K

K

D

K

加入前馈力矩：

T

其中，

则控制力矩为：

T

步骤S2.2、采用控制力矩陀螺运动方程，根据框架角运动的雅克比矩阵计算奇异度D；

雅克比矩阵：

C＝(A*Cδ-B*Sδ)e

其中，e

奇异度表示如下：

D＝det(CC

其中，det(.)表示对括号里的矩阵求行列式；

步骤S3、根据设定的判据条件(力矩阈值Tm取0.5Nm、奇异度判定阈值Dm取0.1，参数均设计为可注数修改)自动切换解算控制力矩陀螺的外框架角速度指令，快速穿越奇异；

步骤S3.1、机动过程中，当满足条件|T

步骤S3.2、机动过程中，当不满足条件|T

框架角速度鲁棒伪逆解为：

其中，E是3×3的单位阵，h＝10，r＝e

采用零运动操纵率计算如下：

其中，矩阵CC

其中，A

则零运动框架角速度为：

限幅处理如下：

记

可以得出控制力矩陀螺的框架角速度指令：

实施例

卫星重量300kg，轨道为500km近地圆轨道，35°倾角，轨道周期5677s。选用角动量10Nms的五个控制力矩陀螺组成的五棱锥构型。为了使机动过程中控制力矩陀螺群更容易进奇异，仅采用4个控制力矩陀螺进行机动，其中，控制力矩陀螺4的外框角度锁定在0°。

仿真初始条件设置如下：

初始姿态角：[-0.00285 33.44022 91.97105]°；

初始角速度：[-0.05354 0.00174-0.03417]°/s；

外框初始位置：[62.1771 284.9713 111.688 0 249.0063]°；

进行左右侧摆角-18.798°机动；

选取T

控制力矩陀螺群五棱锥构型如图2所示，采用整个机动过程实验验证结果如图3～图5所示。其中，图3为三轴姿态角度曲线，图4为三轴姿态角速度曲线，图5为奇异度曲线。由图5可知，在机动过程中奇异度明显减小，进入奇异状态后能根据判据条件切换框架角速度，实现迅速逃离。由图3和图4可知，系统能快速穿越奇异恢复正常的机动能力，星体的姿态角和角速度正常。

本发明在零运动奇异规避的基础上，通过判据逻辑切换，能根据指令力矩和奇异度自主选择进行外框架角速度指令的计算，能有效保证卫星快速穿越奇异。本发明方法设计的判据条件中力矩阈值和奇异度判定阈值可注数修改，设计灵活，工程应用简单。

本发明解决了控制力矩群控制过程中框架构型“锁死”问题，有效避免了系统因奇异失去控制能力使得卫星机动任务受到影响甚至造成姿态异常的现象，实现了控制力矩陀螺机动过程中快速穿越奇异。

需要说明的是，在本发明的实施例中，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”、“轴向”、“径向”、“周向”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述实施例，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。