[發明專利]基于SGCMG和RW的航天器高精度快速姿態機動方法

有效

• 申請號: 201310007615.2
• 申請日: 2013-01-09
• 公開（公告）號: CN103092208A
• 公開（公告）日: 2013-05-08
• 發明（設計）人: 孫兆偉;楊云剛;王峰;曹喜濱;潘小彤;李冬柏;龐博;李太平;寧明峰;岳程斐;袁勤
• 申請（專利權）人: 哈爾濱工業大學
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08;G05B13/04
• 代理公司: 哈爾濱市松花江專利商標事務所 23109
• 代理人: 張宏威

1.基于SGCMG和RW的航天器高精度快速姿態機動方法，其特征是：它由以下步驟實現：

步驟一、根據公式：

ωr=θrixiyiz]]>

獲得航天器的參考角速度ω_r；

式中：θ_r表示參考角速度沿歐拉轉軸方向的大小；ixiyiz]]>為航天器轉動的歐拉轉軸方向單位矢量；

根據公式：

Qr=Q0⊗ixsinθr2iysinθr2izsinθr2cosθr2T]]>

獲得航天器的參考四元數Q_r；

式中：Q₀表示初始四元數，是四元數乘法符號；

步驟二、根據公式：

Qe=Qr-1⊗Q]]>

獲得航天器的誤差四元數Q_e；式中：Q為實時四元數；

根據公式：

ω_e＝ω-C(Q_e)ω_r

獲得航天器的誤差角速度ω_r；式中：ω為實時角速度；C(Q_e)為對應于誤差四元數Q_e的方向余弦矩陣；

步驟三、采用PID控制器，根據步驟二獲得的誤差四元數Q_e和誤差角速度ω_e通過公式：

τ=-J{2ksatLi(Qe+1TI∫Qe)+cωe}]]>

Li=(c/2k)min{4ai|Qei|,|ωi|max}]]>

計算指令控制力矩；式中：J為航天器整體轉動慣量；k、c均為增益系數；L_i為角速度約束系數；T_I為積分時間常數；a_i為第i軸的最大控制加速度；|Q_ei|為誤差四元數的第i個分量；|ω_i|_max為航天器各軸最大角速度；τ為未考慮飽和限制的控制力矩；||τ||_∞為τ的范數；T_c為考慮飽和限制后控制器的指令控制力矩；U為航天器最大輸出力矩；

步驟四、根據力矩分配法則，計算CMG和RW產生的實際控制力矩；

步驟五、根據步驟四獲得的實際控制力矩，通過姿態動力學方程獲得航天器實際角速度；

步驟六、根據步驟五獲得的航天器實際角速度，通過姿態運動學方程獲得航天器的實際姿態四元數，根據該航天器的實際姿態四元數對航天器進行控制，從而實現航天器的高精度快速姿態機動。