[發明專利]使用兩個單框架控制力矩陀螺的航天器姿態機動控制方法

有效

• 申請號: 201210580550.6
• 申請日: 2012-12-27
• 公開（公告）號: CN103034237A
• 公開（公告）日: 2013-04-10
• 發明（設計）人: 桂海潮;張軍;徐世杰;邢琰;金磊;唐強
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08
• 代理公司: 北京慧泉知識產權代理有限公司 11232
• 代理人: 王順榮;唐愛華

【技術領域】

本發明屬于航天器姿態控制技術領域，具體涉及一種使用兩個單框架控制力矩陀螺的航天器姿態機動控制方法。在星體與陀螺的總角動量為零或者較小時，此控制方法能夠利用兩個平行安裝的單框架控制力矩陀螺，將航天器機動到任意期望的目標姿態。

【背景技術】

隨著航天事業的發展，現代航天器對姿態控制系統的精度、壽命以及可靠性的要求越來越高。航天器在軌姿態控制主要是通過執行機構輸出控制力矩來實現。

單框架控制力矩陀螺屬于一種角動量交換裝置，它通過框架轉動改變恒定轉速的轉子的角動量方向，從而產生連續地反作用于航天器的力矩。在航天器的各類姿態控制執行機構中，單框架控制力矩陀螺群（Single?Gimbal?Control?Moment?Gyros,SGCMGs）不僅能輸出大幅值控制力矩，還具有結構簡單、可靠性高、系統響應快、控制更精確等優點。因此，SGCMGs特別適用于需求較大控制力矩的大型長壽命航天器、敏捷衛星，例如，和平號空間站（MIR），天宮一號以及法國的Pleiades-HR衛星都采用了SGCMGs作為姿態控制主執行機構。另一方面，在同樣的力矩輸出要求下，SGCMGs的質量輕、體積小、功耗小，SGCMGs又適用于對質量、體積需要較苛刻的小型航天器，例如，土耳其的微型衛星BILSAT-1上使用了兩個小型的SGCMGs來實現單軸姿態控制。

使用SGCMGs的一個關鍵問題是設計恰當的操縱律，克服陀螺的奇異問題。SGCMGs的構型奇異是指當處于某些框架角組合時，SGCMGs的力矩輸出矩陣降秩，不能求逆反解框架角速度。對于由三個或者三個以上的SGCMGs組成的陀螺群的操縱律設計已經有較多解決方案，但是，對于僅兩個SGCMGs的操縱律方案較少見。另一方面，由于長時間在軌工作，航天器所使用的一個或者多個單SGCMGs不可避免的出現故障或失效，當正常工作的SGCMGs的個數少于三個時，航天器變成欠驅動系統，無法在任意情況下實現三軸的姿態控制。另一方面，對于微小型衛星，由于質量和體積的限制，往往不可能備份多余的執行機構，因此，期望采用較少的執行機構實現姿態控制功能。

針對這一迫切需求，本專利提出一種僅使用兩個平行安裝的SGCMGs的航天器姿態機動控制方法，既可以應對部分SGCMGs失效，提高航天器姿態控制系統的可靠性，又能為微小型衛星如何應用兩個SGCMGs進行姿態控制提供一種解決方案。

【發明內容】

本發明針對帶有兩個平行安裝的SGCMGs的航天器，在航天器與陀螺系統的總角動量為零或者較小時，實現航天器對慣性空間的任意再定向，并在控制過程中規避兩個SGCMGs的奇異。本發明既可用于雙平行構型的SGCMGs中某一對失效后的航天器姿態控制，又適用于直接使用兩個平行安裝的微小型衛星的姿態控制。

本發明一種使用兩個單框架控制力矩陀螺的航天器姿態機動控制方法包括三個控制階段：

階段一，陀螺初始奇異規避階段，它由陀螺奇異判斷邏輯和陀螺奇異脫離控制器組成。檢驗初始時刻航天器與期望姿態的誤差大小和兩個SGCMGs是否接近奇異。令m₀>0表示初始時刻姿態誤差閾值，它的具體值可以在實際應用中選定。若姿態誤差小于m₀，或者陀螺遠離奇異，則直接進入階段二。若姿態誤差大于m₀，且陀螺接近奇異，則利用等大反向的速率驅動框架轉動一定的時間T₀>0，使陀螺脫離奇異，表達式如式(1)所示：

δ·1=b0δ·2=-b0---(1)]]>