一种基于单框架力矩陀螺的卫星姿态控制方法和系统与流程

1.本发明涉及一种陀螺群框架角控制方法和系统，属于航天器控制技术领域。更具体地，涉及一种基于单框架力矩陀螺的卫星姿态控制方法和系统。


背景技术：

2.随着航天技术的不断发展和对地勘察、探测等功能的需求也逐渐多样化，卫星飞行任务也变得越来越复杂，姿态控制系统作为卫星的重要子系统，对其性能要求也是不断提高。实现卫星高性能姿态控制的主要途径是使用高性能的姿态控制设备。卫星姿态控制的主要设备包括推力器、力矩陀螺、飞轮、磁力矩器等。推力器控制相对简单，但受燃料限制不可能长期使用，且喷气对姿态稳定度的影响也较大，很难满足较高的精度要求。飞轮及磁力矩器的控制力矩有限，满足不了大惯量大干扰力矩卫星的姿态控制要求。力矩陀螺作为一种有效的角动量交换机构，相比于飞轮可以在同等质量和体积下提供高一个数量级的控制力矩，且近些年来力矩陀螺的小型化研究也取得了丰富的成果，最新研发的控制力矩陀螺已经成功应用于中小型敏捷卫星的姿态控制。
3.控制力矩陀螺主要包括：单框控制力矩陀螺、双框控制力矩陀螺和变速控制力矩陀螺。其中，单框控制力矩陀螺以其结构简单和高可靠性的优势应用最为广泛，但是受奇异问题影响也最大。奇异问题会出现于很多特定的框架角组合，无论如何分配框架角速度，都无法产生指令力矩方向的力矩，此时陀螺群失去对卫星姿态控制的能力。
4.因此，需要提供一种基于单框架控制力矩陀螺的卫星姿态控制方法和系统，在不影响卫星姿态控制的前提下实现对陀螺群的在线重构型，有效避免陀螺群进入奇异状态失去对姿态控制的能力。


技术实现要素：

5.本发明的目的在于提供一种基于单框架控制力矩陀螺的卫星姿态控制方法和系统，解决上述至少一个问题。
6.为达到上述目的，本发明采用下述技术方案：
7.一种基于单框架力矩陀螺的卫星姿态控制方法，步骤包括：
8.将三轴控制力矩输入到框架转速指令解算模块中，根据陀螺力矩分配矩阵和所述三轴控制力矩解算并输出第一框架角速度指令；
9.空转转速指令解算模块根据当前框架角和框架构型量度解算出空转转速指令；
10.将所述空转转速指令和所述第一框架角速度指令叠加得到第二框架角速度指令作为陀螺群控制律输出给力矩陀螺。
11.优选地，按照如下式确定所述陀螺力矩分配矩阵c
12.[0013][0014][0015]
其中，
[0016]
为框架角矢量；
[0017]
为以为对角元素的对角阵，
[0018][0019]
为以为对角元素的对角阵，
[0020][0021]
β为陀螺框架轴与卫星z轴的夹角；
[0022]
矩阵a的第i列矢量为框架角为90
°
时第i个陀螺角动量单位矢量；
[0023]
矩阵b的第i列矢量分别为框架角为0
°
时第i个陀螺角动量单位矢量。
[0024]
优选地，按照如下式计算所述第一框架角速度指令：
[0025][0026]
t
cx
、t
cy
、t
cz
为三轴控制力矩；
[0027]
h为力矩陀螺的标称角动量；
[0028]
为第一角速度指令。
[0029]
优选地，所述框架构型量度矢量的导数是陀螺群量度梯度矢量，按照如下式计算所述量度梯度矢量
[0030][0031]
其中，d＝det(c*c
t
)；
[0032]
θ为实时采集的当前框架角。
[0033]
优选地，按照如下式计算所述空转转速指令
[0034][0035]
α为标量，由控制系统整体性能确定；
[0036]
e为单位矩阵；
[0037]
为空转转速指令。
[0038]
优选地，按照如下式计算所述陀螺群控制律
[0039][0040]
其中，为第一框架角速度指令；
[0041]
为空转转速指令。
[0042]
一种基于单框架力矩陀螺的卫星姿态控制系统，该系统包括：
[0043]
框架转速指令解算模块，用于接收三轴控制力矩，根据陀螺力矩分配矩阵和所述三轴控制力矩解算并输出为第一框架角速度指令；
[0044]
空转转速指令解算模块，用于根据当前框架角和框架构型量度解算出空转转速指令；和
[0045]
至少四个力矩陀螺，用于接收陀螺群控制律，实现卫星姿态控制。
[0046]
优选地，所述框架转速指令解算模块的输出端与所述空转转速指令解算模块的输出端分别与所述力矩陀螺的输入端相连，所述空转转速指令和所述第一框架角速度指令叠加得到第二框架角速度指令作为陀螺群控制律输出给各力矩陀螺。
[0047]
优选地，所述力矩陀螺中的一个力矩陀螺，框架轴平行于卫星z轴安装，其余力矩
陀螺绕卫星z轴均匀安装在xoy平面上。
[0048]
优选地，所述力矩陀螺群采用五棱锥构型，5个力矩陀螺绕卫星z轴均匀安装在xoy平面上，β角为63.4
°
，最后一个力矩陀螺框架轴平行于卫星z轴安装。
[0049]
本发明的有益效果如下：
[0050]
本发明给出了一种基于控制力矩陀螺的姿态控制方法，可有效减少卫星在轨期间陀螺群构型奇异的问题，从而降低引入其它执行机构对卫星姿态的扰动；在实现卫星姿态控制的同时，通过空转角速度指令对陀螺群进行重构型，预防陀螺群进入奇异状态，使陀螺群稳定在远离奇异点的位置。同时本发明不增加硬件成本，不对卫星姿态控制产生影响。
附图说明
[0051]
下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明。
[0052]
图1示出本发明所述基于控制力矩陀螺的姿态控制方法流程图。
[0053]
图2示出本发明的一个陀螺群安装构型。
[0054]
图3示出本发明一个实施例的基于单框架力矩陀螺的卫星姿态控制方法的原理框图。
[0055]
图4示出本发明一个实施例的陀螺群安装构型。
[0056]
图5示出进行框架重构型和未进行框架重构型的星体姿态仿真结果。
[0057]
图6示出进行框架重构型与没有进行重构型的奇异度量值比较结果。
具体实施方式
[0058]
为了更清楚地说明本发明，下面结合优选实施例和附图对本发明做进一步的说明。附图中相似的部件以相同的附图标记进行表示。本领域技术人员应当理解，下面所具体描述的内容是说明性的而非限制性的，不应以此限制本发明的保护范围。
[0059]
在本发明的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”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，仅是为了便于描述本发明和简化描述，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。除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；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。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。
[0060]
还需要说明的是，在本发明的描述中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个
……”
限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。
[0061]
如图1-6所示本发明一个实施例提供一种基于单框架力矩陀螺的卫星姿态控制方法，步骤包括：
[0062]
将三轴控制力矩输入到框架转速指令解算模块中，根据陀螺力矩分配矩阵和所述三轴控制力矩解算并输出第一框架角速度指令；
[0063]
空转转速指令解算模块根据当前框架角和框架构型量度解算出空转转速指令；
[0064]
将所述空转转速指令和所述第一框架角速度指令叠加得到第二框架角速度指令作为陀螺群控制律输出给力矩陀螺。
[0065]
具体的，在发明中描述的姿态控制方法适用于所有陀螺个数大于三个的陀螺群控制系统，如图2示出采用五棱锥构型的陀螺群，五个力矩陀螺绕卫星z轴均匀安装在xoy平面上，gi表示第i个陀螺的框架轴，β角为gi(i＝1,2,3,4,5)与棱轴(卫星z轴)的夹角，最后一个力矩陀螺框架轴平行于z轴安装。如图3所示，图中t
cx
、t
cy
、t
cz
是卫星姿态控制系统计算的三轴控制力矩，是经力矩分配矩阵后输出给各力矩陀螺的第一框架角速度指令；是空转转速指令解算模块根据当前框架角和框架构型量度实时解算的空转框架角速度即空转转速指令，该空转转速指令叠加到经力矩分配矩阵分配得到的第一框架角速度指令上作为第二框架角速度指令输出给各力矩陀螺，并且实时形成新的当前框架角，这样在实现卫星姿态控制的同时，通过空转角速度指令对陀螺群进行重构型，预防陀螺群进入奇异状态，降低陀螺群构型奇异后引入其它执行机构对卫星姿态稳定性的影响。
[0066]
在一个可选的实施例中，所述力矩陀螺群采用五棱锥构型，5个力矩陀螺绕卫星z轴均匀安装在xoy平面上，第六个力矩陀螺框架轴平行于卫星z轴，按照如下式确定所述陀螺力矩分配矩阵c
[0067][0068][0069][0070]
其中，
[0071]
为框架角矢量；
[0072]
为以为对角元素的对角阵，
[0073]
[0074]
为以为对角元素的对角阵，
[0075][0076]
β为陀螺框架轴与卫星z轴的夹角；
[0077]
矩阵a的第i列矢量为框架角为90
°
时第i个陀螺角动量单位矢量；
[0078]
矩阵b的第i列矢量分别为框架角为0
°
时第i个陀螺角动量单位矢量。
[0079]
具体的，为框架角矢量，θ1至θ6分别为第一至第六框架角，框架角初始值选为[161.996 54.006 90 125.993 18.004 54]
°
，c为3
×
6矩阵，矩阵a、b的元素仅与安装有关，其中，β为棱锥侧面与棱锥底面的夹角。
[0080]
在一个可选的实施例中，按照如下式计算所述第一框架角速度指令：
[0081][0082]
t
cx
、t
cy
、t
cz
为三轴控制力矩；
[0083]
h为力矩陀螺的标称角动量；
[0084]
为第一角速度指令。
[0085]
在一个可选的实施例中，所述框架构型量度矢量的导数是陀螺群量度梯度矢量，按照如下式计算所述量度梯度矢量
[0086][0087]
其中，d＝det(c*c
t
)；
[0088]
θ为实时采集的当前框架角。
[0089]
具体的，该式的显示表示如下所示：
[0090][0091]
其中，e
mk
为矩阵cc
t
的第m行k列元素，e
′
mki
为矩阵的第m行k列元素。
[0092][0093][0094]
其中，ai、bi为矩阵a和b的第i列。
[0095]
在一个可选的实施例中，按照如下式计算所述空转转速指令
[0096][0097]
α为标量，由控制系统整体性能确定；
[0098]
e为单位矩阵；
[0099]
为空转转速指令。
[0100]
具体的，α为标量，与重构型的反映快慢有关，具体值需要由控制系统整体性能确定，为空转转速指令解算模块输出的各力矩陀螺空转框架角速度，也即空转转速指令。
[0101]
在一个可选的实施例中，按照如下式计算所述陀螺群控制律在一个可选的实施例中，按照如下式计算所述陀螺群控制律
[0102]
其中，为第一框架角速度指令；
[0103]
为空转转速指令。
[0104]
本实施例所述方法通过空转转速指令解算模块根据当前框架角和框架构型量度实时解算的空转框架角速度，该角速度指令叠加到经力矩分配矩阵分配得到的框架角速度指令上作为新角速度指令输出给各力矩陀螺，这样在实现卫星姿态控制的同时，通过空转角速度指令对陀螺群进行重构型，预防陀螺群进入奇异状态，使陀螺群稳定在远离奇异点的位置。
[0105]
本实施例所述方法，可有效减少卫星在轨期间陀螺群构型奇异的问题，从而降低引入其它执行机构对卫星姿态的扰动；适用于所有的五棱锥陀螺群构型，不增加硬件成本，不对卫星姿态控制产生影响。
[0106]
本发明的另一个实施例提供一种基于单框架力矩陀螺的卫星姿态控制系统，该系统包括：
[0107]
框架转速指令解算模块，用于接收三轴控制力矩，根据陀螺力矩分配矩阵和所述三轴控制力矩解算并输出为第一框架角速度指令；
[0108]
空转转速指令解算模块，用于根据当前框架角和框架构型量度解算出空转转速指令；和
[0109]
至少四个力矩陀螺，用于接收陀螺群控制律，实现卫星姿态控制。
[0110]
在一个可选的实施例中，所述框架转速指令解算模块的输出端与所述空转转速指令解算模块的输出端分别与所述力矩陀螺的输入端相连，所述空转转速指令和所述第一框架角速度指令叠加得到第二框架角速度指令作为陀螺群控制律输出给各力矩陀螺。
[0111]
在一个可选的实施例中，所述力矩陀螺中的一个力矩陀螺，框架轴平行于卫星z轴安装，其余力矩陀螺绕卫星z轴均匀安装在xoy平面上。
[0112]
在一个可选的实施例中，所述力矩陀螺群采用五棱锥构型，第一至第五力矩陀螺绕卫星z轴均匀安装在xoy平面上，β角为63.4
°
，第六力矩陀螺框架轴平行于卫星z轴安装。
[0113]
其中，所述β角为陀螺框架轴与卫星z轴的夹角。
[0114]
如图4-6所示为本发明的一个具体的实施例以某敏捷卫星为例，给出了带有陀螺群重构型算法的控制力矩陀螺控制方法的实现过程，并给出了仿真结果，对比了采用重构型算法和未采用重构型算法的控制效果。该陀螺群系统采用五棱锥构型，5个力矩陀螺绕卫星z轴均匀安装在xoy平面上，β角为63.4
°
，最后一个力矩陀螺框架轴平行于z轴安装。
[0115]
计算陀螺群力矩分配矩阵，陀螺群构型的力矩分配矩阵记为c，表达式为：
[0116][0117]
其中，为框架角矢量，矩阵a、b的元素仅与安装有关，分别为：
[0118][0119][0120]
式中，β为63.4
°
，从而有：
[0121][0122][0123]
计算陀螺群框架角速度指令
[0124][0125]
其中，t
cx
、t
cy
、t
cz
为三轴控制力矩，组成陀螺群的单个陀螺标称角动量h为5nms。
[0126]
计算框架构型量度：
[0127]
d＝det(c*c
t
)
[0128]
求其梯度矢量
[0129][0130]
该式的显示表示如下所示：
[0131][0132]
其中，e
′
mki
为矩阵的元素：
[0133][0134]
其中，ai、bi为矩阵a和b的第i列。
[0135]
计算空转转速指令
[0136][0137]
其中，α为标量，与重构型的反映快慢有关，具体值需要从控制系统整体性能有关；e为单位矩阵。
[0138]
陀螺群控制律计算
[0139][0140]
将计算得到的分别作为框架角速度指令输出给六个力矩陀螺即可实现卫星的姿态控制。
[0141]
如图5所示，有空转指令的算法和无空转指令的算法都可以实现卫星姿态稳定控制；如图6所示，有空转指令的算法可实现陀螺群在线重构型,从而使其远离奇异点。该方法能够在不影响卫星姿态控制的前提下实现对陀螺群的在线重构型，有效避免陀螺群进入奇异状态失去对姿态控制的能力。该控制算法包括两部分：实际控制指令和空转指令。实际控制指令即是有力矩输出的、控制卫星姿态稳定的框架角速度指令，由力矩分配矩阵的伪逆和力矩陀螺的标称角动量联合求得；空转指令即是陀螺群重构型的框架角速度指令，由力矩分配矩阵和奇异度量矩阵联合求得。根据本方法设计单框架力矩陀螺群的控制策略可实现卫星姿态控制和有效预防陀螺群进入奇异状态。
[0142]
显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。

技术特征：
1.一种基于单框架力矩陀螺的卫星姿态控制方法，其特征在于，步骤包括：将三轴控制力矩输入到框架转速指令解算模块中，根据陀螺力矩分配矩阵和所述三轴控制力矩解算并输出第一框架角速度指令；空转转速指令解算模块根据当前框架角和框架构型量度解算出空转转速指令；将所述空转转速指令和所述第一框架角速度指令叠加得到第二框架角速度指令作为陀螺群控制律输出给力矩陀螺。2.根据权利要求1所述的基于单框架力矩陀螺的卫星姿态控制方法，其特征在于，所述力矩陀螺群采用五棱锥构型，5个力矩陀螺绕卫星z轴均匀安装在xoy平面上，第六个力矩陀螺框架轴平行于卫星z轴，按照如下式确定所述陀螺力矩分配矩阵c螺框架轴平行于卫星z轴，按照如下式确定所述陀螺力矩分配矩阵c螺框架轴平行于卫星z轴，按照如下式确定所述陀螺力矩分配矩阵c其中，为框架角矢量；为以为对角元素的对角阵即：为对角元素的对角阵即：为以为对角元素的对角阵，即β为陀螺框架轴与卫星z轴的夹角；矩阵a的第i列矢量为框架角为90
°
时第i个陀螺角动量单位矢量；矩阵b的第i列矢量分别为框架角为0
°
时第i个陀螺角动量单位矢量。
3.根据权利要求2所述的基于单框架力矩陀螺的卫星姿态控制方法，其特征在于，按照如下式计算所述第一框架角速度指令：t
cx
、t
cy
、t
cz
为三轴控制力矩；h为力矩陀螺的标称角动量；为第一框架角速度指令。4.根据权利要求2所述的基于单框架力矩陀螺的卫星姿态控制方法，其特征在于，框架构型量度矢量的导数是陀螺群量度梯度矢量，按照如下式计算所述量度梯度矢量构型量度矢量的导数是陀螺群量度梯度矢量，按照如下式计算所述量度梯度矢量其中，d＝det(c*c
t
)；θ为实时采集的当前框架角。5.根据权利要求4所述的基于单框架力矩陀螺的卫星姿态控制方法，其特征在于，按照如下式计算所述空转转速指令α为标量，由控制系统整体性能确定；e为单位矩阵；为空转转速指令。6.根据权利要求1所述的基于单框架力矩陀螺的卫星姿态控制方法，其特征在于，按照如下式计算所述陀螺群控制律
其中，为第一框架角速度指令；为空转转速指令。7.一种根据权利要求1-6任一项所述方法的基于单框架力矩陀螺的卫星姿态控制系统，其特征在于，包括：框架转速指令解算模块，用于接收三轴控制力矩，根据陀螺力矩分配矩阵和所述三轴控制力矩解算并输出为第一框架角速度指令；空转转速指令解算模块，用于根据当前框架角和框架构型量度解算出空转转速指令；和至少四个力矩陀螺，用于接收陀螺群控制律，实现卫星姿态控制。8.根据权利要求7所述系统，其特征在于，所述框架转速指令解算模块的输出端与所述空转转速指令解算模块的输出端分别与所述力矩陀螺的输入端相连，所述空转转速指令和所述第一框架角速度指令叠加得到第二框架角速度指令作为陀螺群控制律输出给各力矩陀螺。9.根据权利要求7所述系统，其特征在于，所述力矩陀螺中的一个力矩陀螺，框架轴平行于卫星z轴安装，其余力矩陀螺绕卫星z轴均匀安装在xoy平面上。10.根据权利要求7所述系统，其特征在于，所述力矩陀螺群采用五棱锥构型，第一至第五力矩陀螺绕卫星z轴均匀安装在xoy平面上，β角为63.4
°
，第六力矩陀螺框架轴平行于卫星z轴安装；其中，所述β角为陀螺框架轴与卫星z轴的夹角。

技术总结
本发明公开一种基于单框架力矩陀螺的卫星姿态控制方法和系统，所述方法步骤包括：将三轴控制力矩输入到框架转速指令解算模块中，根据陀螺力矩分配矩阵和所述三轴控制力矩解算并输出第一框架角速度指令；空转转速指令解算模块根据当前框架角和框架构型量度解算出空转转速指令；将所述空转转速指令和所述第一框架角速度指令叠加得到第二框架角速度指令作为陀螺群控制律输出给力矩陀螺。可有效减少卫星在轨期间陀螺群构型奇异的问题，从而降低引入其它执行机构对卫星姿态的扰动；在实现卫星姿态控制的同时，通过空转角速度指令对陀螺群进行重构型，预防陀螺群进入奇异状态，使陀螺群稳定在远离奇异点的位置。螺群稳定在远离奇异点的位置。螺群稳定在远离奇异点的位置。


技术研发人员：金震 辛星 黄丽雅 程春晓 王鹏飞
受保护的技术使用者：航天科工空间工程发展有限公司
技术研发日：2023.01.10
技术公布日：2023/5/4