專利名稱：一種操縱律奇異回避的航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)，特別是一種可判斷控制力矩陀螺運轉(zhuǎn)是否進(jìn)入奇異區(qū)，并進(jìn)行奇異回避的航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)。

背景技術(shù)：
航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)的執(zhí)行機構(gòu)主要包括三大類(1)推力器；(2)飛輪執(zhí)行機構(gòu)包括反作用輪、(偏置)動量矩輪、框架動量矩輪、控制力矩陀螺；(3)環(huán)境力矩執(zhí)行機構(gòu)?？刂屏赝勇菀蚱淠軌蜉敵龃罅氐膬?yōu)點成為空間站等大型航天器進(jìn)行姿態(tài)控制所必需的關(guān)鍵執(zhí)行機構(gòu)。單框架控制力矩陀螺又因其力矩放大和動態(tài)性能良好的特點目前也成為高敏捷小衛(wèi)星姿態(tài)執(zhí)行機構(gòu)的最佳選擇。
單框架控制力矩陀螺由高速轉(zhuǎn)子系統(tǒng)和框架伺服系統(tǒng)組成，當(dāng)控制力矩陀螺系統(tǒng)工作時，各控制力矩陀螺的輸出力矩方向繞各自框架軸在空間中旋轉(zhuǎn)，操縱律的設(shè)計所要面臨的最基本的問題便是如何協(xié)調(diào)各控制力矩陀螺的框架角速率，使得各控制力矩陀螺輸出力矩的合力矩滿足航天器姿態(tài)控制所需力矩的要求。由于一個單框架控制力矩陀螺只具有一個自由度的力矩輸出，因此，控制航天器的姿態(tài)需要三個及三個以上的單框架控制力矩陀螺構(gòu)成控制力矩陀螺群。當(dāng)控制力矩陀螺群力矩方程矩陣中的列矢量相互平行時，陀螺群不能在與各列矢量的正交方向輸出力矩，或者當(dāng)力矩方程矩陣中的列矢量位于同一個平面內(nèi)時，陀螺群也不能在垂直于此平面的方向輸出力矩，以上情況下陀螺群失去三維控制能力，陷入奇異狀態(tài)。所以操縱律設(shè)計所面臨的另一個基本問題便是要求控制力矩陀螺群盡量避免奇異。
控制力矩陀螺群操縱律奇異回避性能的設(shè)計決定著航天器姿態(tài)執(zhí)行機構(gòu)的力矩輸出精度，直接影響航天器的姿態(tài)穩(wěn)定精度。因此，控制力矩陀螺群操縱律的奇異性是影響控制力矩陀螺應(yīng)用必須突破的關(guān)鍵技術(shù)?，F(xiàn)有的控制力矩陀螺操縱律設(shè)計有三類方法偽逆操縱律、零運動偽逆操縱律、魯棒偽逆操縱律設(shè)計。例如金字塔構(gòu)型的四個單框架控制力矩陀螺構(gòu)成的陀螺群偽逆操縱律，偽逆操縱律不能夠回避控制力矩陀螺群的奇異性問題；零運動偽逆操縱律能夠回避控制力矩陀螺群的部分奇點；魯棒偽逆操縱律設(shè)計其實是偽逆操縱律的變形，唯一不同的是在此算法中，加入了可變的參數(shù)矩陣項，用這種操縱律計算得到的框架角速率命令來操縱控制力矩陀螺群，最終產(chǎn)生的輸出力矩相對期望力矩就會有一定的偏差。也就是說，這種算法是犧牲控制力矩陀螺群力矩的輸出精度來換取奇異的回避，并且這種操縱律算法不能產(chǎn)生沿奇異方向的非零力矩所需的框架角速率，此外，“框架死鎖”現(xiàn)象也很嚴(yán)重。因此，目前這三類控制力矩陀螺的操縱律設(shè)計方法均不能夠滿足對高敏捷航天器姿態(tài)控制的高精度要求。


發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的技術(shù)解決問題是克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供了一種控制精度高、可對控制力矩陀螺群奇異點有效回避的航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)。
本發(fā)明的技術(shù)解決方案是一種操縱律奇異回避的航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)，包括姿態(tài)控制器、姿態(tài)測量單元、陀螺群操縱律單元、控制力矩陀螺群和框架角位置測量單元；姿態(tài)測量單元實時監(jiān)測航天器的姿態(tài)信息并分別送至姿態(tài)控制器和陀螺群操縱律單元；框架角位置測量單元實時監(jiān)測控制力矩陀螺群的框架角位置并送至姿態(tài)控制器；姿態(tài)控制器根據(jù)傳來的姿態(tài)信息和框架角位置信息，確定控制力矩陀螺群所需的力矩控制信號并送至陀螺群操縱律單元；陀螺群操縱律單元從姿態(tài)控制器接收力矩控制信號，從姿態(tài)測量單元接收航天器的姿態(tài)信息，根據(jù)所述力矩控制信號和姿態(tài)信息判斷控制力矩陀螺運轉(zhuǎn)是否進(jìn)入奇異區(qū)，并分別計算出奇異和不奇異兩種情況下控制力矩陀螺的框架角速率值，將所述框架角速率值輸入控制力矩陀螺群的框架伺服系統(tǒng)，從而改變控制力矩陀螺群的輸出力矩，實現(xiàn)對航天器的高精度控制。
系統(tǒng)還包括姿態(tài)任務(wù)管理單元，姿態(tài)任務(wù)管理單元從姿態(tài)測量單元接收航天器的姿態(tài)信息，同時將任務(wù)分為任務(wù)執(zhí)行過程和等待任務(wù)執(zhí)行過程，當(dāng)任務(wù)執(zhí)行時，將航天器姿態(tài)機動所需的力矩值送至陀螺群操縱律單元，由陀螺群操縱律單元給出對應(yīng)的框架角速率值并輸入控制力矩陀螺群的框架伺服系統(tǒng)；當(dāng)?shù)却蝿?wù)執(zhí)行時，陀螺群操縱律單元接收姿態(tài)測量單元的姿態(tài)信息和外部輸入的有效載荷任務(wù)信息得到控制力矩陀螺群在下一任務(wù)所需的期望力矩值，并判別控制力矩陀螺群在執(zhí)行下一任務(wù)時是否進(jìn)入奇異區(qū)，姿態(tài)任務(wù)管理單元通過判斷結(jié)果控制控制力矩陀螺群的框架旋轉(zhuǎn)，如果進(jìn)入奇異區(qū)，控制陀螺群操縱律單元將控制力矩陀螺群的框架角位置調(diào)整至遠(yuǎn)離奇異區(qū)；如果不進(jìn)入奇異區(qū)時，控制力矩陀螺群保持當(dāng)前框架角位置。
所述的陀螺群操縱律單元包括控制力矩陀螺角動量表、偽逆操縱律算法模塊和零運動算法模塊；姿態(tài)控制器傳來的力矩控制信號或者姿態(tài)任務(wù)管理單元傳來的下一任務(wù)所需的期望力矩值首先進(jìn)入控制力矩陀螺角動量表，由控制力矩陀螺角動量表判斷控制力矩陀螺運轉(zhuǎn)是否進(jìn)入奇異區(qū)或者是否經(jīng)過奇異點，然后根據(jù)判斷結(jié)果選擇采用查詢表法，或偽逆操縱律算法模塊和零運動算法模塊聯(lián)合計算法求取控制力矩陀螺的框架角速率值。
所述的控制力矩陀螺角動量表包含控制力矩陀螺群框架角速率與控制力矩陀螺群角動量導(dǎo)數(shù)的對應(yīng)關(guān)系，以及奇異區(qū)域所對應(yīng)的控制力矩陀螺框架角位置信息，兩組對應(yīng)信息聯(lián)合組成控制力矩陀螺角動量表，可以判斷控制力矩陀螺群是否進(jìn)入奇異區(qū)域，同時也可以直接選擇框架角速率值回避控制力矩陀螺群的奇異性。
所述的調(diào)用偽逆操縱律算法模塊和零運動算法模塊聯(lián)合計算控制力矩陀螺的框架角速率值的方法為 首先計算奇異判別式D＝det(CCT)的值，其中C為控制力矩陀螺群角動量的Jacobian矩陣，其表達(dá)式為 i＝1，2，…，n為控制力矩陀螺的個數(shù)，式中cβ＝cosβ，sβ＝sinβ； 如果D→0，采用零運動算法與偽逆操縱律算法的結(jié)果相加得到框架角速率值，式中陀螺群角動量的導(dǎo)數(shù)u為姿態(tài)控制器(1)的力矩控制信號、為陀螺群角動量值， i＝1，2，…，n為控制力矩陀螺的個數(shù)，為星體角速率ω＝[ωx ωy ωz]T的反對稱陣，h0為陀螺群的角動量最大值，En為n階單位矩陣； 如果D＞0，且遠(yuǎn)離零值，則直接由控制力矩陀螺角動量表查詢或者調(diào)用偽逆操縱律算法模塊計算得到框架角速率值。
本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的優(yōu)點在于 (1)本發(fā)明姿控系統(tǒng)采用陀螺群操縱律單元判斷控制力矩陀螺運轉(zhuǎn)是否進(jìn)入奇異區(qū)，并根據(jù)判斷結(jié)果分別計算出進(jìn)入和不進(jìn)入兩種情況下對應(yīng)的控制力矩陀螺的框架角速率值，將框架角速率值輸入控制力矩陀螺群的框架伺服系統(tǒng)，改變控制力矩陀螺群的輸出力矩，實現(xiàn)對航天器的高精度控制，可有效避免控制力矩陀螺的奇異性對航天器控制精度的影響； (2)本發(fā)明姿控系統(tǒng)中加入了姿態(tài)任務(wù)管理單元，該單元將控制力矩陀螺群的任務(wù)合理規(guī)劃，計算下一任務(wù)所需的期望力矩值，通過陀螺群操縱律單元判別執(zhí)行下一任務(wù)時控制力矩陀螺運轉(zhuǎn)是否進(jìn)入奇異區(qū)，在等待執(zhí)行任務(wù)的過程中將控制力矩陀螺群的框架角位置調(diào)整至遠(yuǎn)離奇異區(qū)，姿態(tài)任務(wù)管理單元的設(shè)置可以對控制力矩陀螺群的奇異性進(jìn)行全局規(guī)劃，達(dá)到有效回避的目的； (3)本發(fā)明中，當(dāng)發(fā)現(xiàn)控制力矩陀螺運轉(zhuǎn)進(jìn)入可以回避的奇異區(qū)時，采用偽逆操縱律算法和零運動算法聯(lián)合計算控制力矩陀螺的框架角速率值；如果發(fā)現(xiàn)控制力矩陀螺運轉(zhuǎn)進(jìn)入不可回避的奇異區(qū)時，直接采用控制力矩陀螺角動量表查詢方法求得控制力矩陀螺群的框架角速率值；如果不經(jīng)過奇異區(qū)，則直接采用偽逆操縱律算法或者直接控制力矩陀螺角動量查表計算控制力矩陀螺群的框架角速率值，該算法的管理模式從全局考慮了控制力矩陀螺群操縱律的奇異回避問題，提高了航天器姿態(tài)控制執(zhí)行機構(gòu)的力矩輸出精度； (4)本發(fā)明姿控系統(tǒng)的陀螺群操縱律單元中引入了控制力矩陀螺角動量表，可以避免控制力矩陀螺群在進(jìn)入不可回避的奇異區(qū)域，帶零運動的聯(lián)合算法不能夠?qū)崿F(xiàn)奇異回避時，通過控制力矩陀螺角動量表的查詢實現(xiàn)控制力矩陀螺框架角速率的計算；這種算法任意切換的方式可以避免操縱律在計算框架角速率過程中出現(xiàn)“框架死鎖”問題； (5)本發(fā)明姿控系統(tǒng)陀螺群操縱律單元采用偽逆操縱律算法和零運動算法聯(lián)合計算的方法，在執(zhí)行任務(wù)時可以有效回避奇異；在等待執(zhí)行任務(wù)時，可以采用零運動算法調(diào)節(jié)控制力矩陀螺的框架角位置至遠(yuǎn)離奇異區(qū)域。該操縱律方法綜合了零運動奇異回避和框架角位置奇異回避的優(yōu)點，使控制力矩陀螺群奇異回避具有雙重保障。
總之，本發(fā)明的操縱律奇異回避的航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)，解決了控制力矩陀螺在應(yīng)用于航天器姿態(tài)控制出現(xiàn)的奇異問題，大大提高了航天器姿態(tài)控制的精度。



圖1為本發(fā)明姿態(tài)控制系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)組成框圖； 圖2為本發(fā)明姿態(tài)控制系統(tǒng)中陀螺群操縱律單元的控制力矩陀螺角動量表組成的對應(yīng)關(guān)系框圖； 圖3為本發(fā)明姿態(tài)控制系統(tǒng)中陀螺群操縱律單元的工作流程圖； 圖4為本發(fā)明中偽逆操縱律算法模塊的工作流程圖； 圖5為本發(fā)明中偽逆操縱律算法模塊和零運動算法模塊聯(lián)合計算控制力矩陀螺的框架角速率值的帶零運動的偽逆算法流程圖； 圖6為本發(fā)明姿態(tài)控制系統(tǒng)的工作流程圖。

具體實施例方式 如圖1、2所示，本發(fā)明姿態(tài)控制系統(tǒng)由姿態(tài)控制器1、姿態(tài)測量單元2、陀螺群操縱律單元3、控制力矩陀螺群4、姿態(tài)任務(wù)管理單元5、框架角位置測量單元6和航天器7組成。其中陀螺群操縱律單元3又包括控制力矩陀螺角動量表10、零運動算法模塊12和偽逆操縱律算法模塊11。
姿態(tài)測量單元2實時監(jiān)測航天器7的姿態(tài)信息并分別送至姿態(tài)控制器1、陀螺群操縱律單元3和姿態(tài)任務(wù)管理單元5；框架角位置測量單元6實時監(jiān)測控制力矩陀螺群4的框架角位置并送至姿態(tài)控制器1；姿態(tài)控制器1根據(jù)傳來的姿態(tài)信息和框架角位置，確定控制力矩陀螺群4所需的力矩控制信號并送至陀螺群操縱律單元3。姿態(tài)任務(wù)管理單元5將任務(wù)分為任務(wù)執(zhí)行過程和等待任務(wù)執(zhí)行過程。陀螺群操縱律單元3接收姿態(tài)控制器1傳來的力矩控制信號、姿態(tài)測量單元2傳來的姿態(tài)信息和姿態(tài)任務(wù)管理單元5傳來的期望力矩值。期望力矩值首先進(jìn)入控制力矩陀螺角動量表10，由控制力矩陀螺角動量表10判斷控制力矩陀螺運轉(zhuǎn)是否進(jìn)入奇異區(qū)，如果進(jìn)入奇異區(qū)且該區(qū)域可回避則調(diào)用偽逆操縱律算法模塊11和零運動算法模塊12聯(lián)合計算控制力矩陀螺的框架角速率值，如果進(jìn)入奇異區(qū)且該區(qū)域不可回避則直接由控制力矩陀螺角動量表10查詢給出控制力矩陀螺群4的框架角速率值，如果不經(jīng)過奇異區(qū)則調(diào)用偽逆操縱律算法模塊11計算或直接由控制力矩陀螺角動量表10查詢給出控制力矩陀螺群4的框架角速率值。
當(dāng)?shù)却龍?zhí)行任務(wù)時，姿態(tài)任務(wù)管理單元5根據(jù)姿態(tài)測量單元2傳來的姿態(tài)信息和外部輸入的有效載荷任務(wù)信息得到控制力矩陀螺群4在下一任務(wù)所需的期望力矩值，并送至陀螺群操縱律單元3，由陀螺群操縱律單元3判別執(zhí)行下一任務(wù)時控制力矩陀螺運轉(zhuǎn)是否進(jìn)入奇異區(qū)，并將判斷結(jié)果反饋至姿態(tài)任務(wù)管理單元5，當(dāng)進(jìn)入奇異區(qū)時，姿態(tài)任務(wù)管理單元5控制陀螺群操縱律單元3將控制力矩陀螺群4的框架角位置調(diào)整至遠(yuǎn)離奇異區(qū)；當(dāng)不進(jìn)入奇異區(qū)時，控制力矩陀螺群4保持當(dāng)前框架角位置。
控制力矩陀螺角動量表10由控制力矩陀螺框架群角速率8與控制力矩陀螺群角動量導(dǎo)數(shù)9的對應(yīng)關(guān)系，以及奇異區(qū)域所對應(yīng)的控制力矩陀螺框架角位置13組成。
控制力矩陀螺群框架角速率8與控制力矩陀螺群角動量導(dǎo)數(shù)9的對應(yīng)關(guān)系計算方法為控制力矩陀螺群角動量的導(dǎo)數(shù)式為其中為控制力矩陀螺群角動量的Jacobian矩陣，i＝1，2，…，n為控制力矩陀螺的個數(shù)，式中cβ＝cosβ，sβ＝sinβ。在框架角速率的有效范圍內(nèi)任意選定一組角速率值，對應(yīng)計算出控制力矩陀螺群的角動量導(dǎo)數(shù)，多組選擇組成控制力矩陀螺角動量表10的控制力矩陀螺群框架角速率8與控制力矩陀螺群角動量導(dǎo)數(shù)9的對應(yīng)關(guān)系。
奇異區(qū)域所對應(yīng)的控制力矩陀螺框架角位置13的計算方法為陀螺群的角動量其中 i＝1，2，…，n為控制力矩陀螺的個數(shù)，h0為陀螺群的角動量最大值。δ1，δ2，…，δi，…δn分別為所對應(yīng)的控制力矩陀螺的框架角位置，

為與角位置相對應(yīng)的框架角速率。δ1，δ2，…，δi，…δn∈
，通過在
內(nèi)任意選定框架角位置的點則得到控制力矩陀螺群的角動量，奇異區(qū)域內(nèi)的控制力矩陀螺框架角位置為控制力矩陀螺群的奇異角動量所對應(yīng)的
區(qū)間內(nèi)框架角位置。
航天器姿態(tài)任務(wù)管理單元5負(fù)責(zé)管理航天器的姿態(tài)機動任務(wù)。航天器姿態(tài)任務(wù)管理單元5將當(dāng)前任務(wù)傳給控制力矩陀螺角動量表10，通過表中角動量和框架角速率的一一對應(yīng)關(guān)系，直接確定當(dāng)前的框架角速率。該方法有三種情況(1)控制力矩陀螺群遠(yuǎn)離奇異區(qū)，則調(diào)用偽逆操縱律算法計算或者通過控制力矩陀螺角動量表10直接確定當(dāng)前控制力矩陀螺框架角速率；(2)控制力矩陀螺群逼近可回避奇異點，采用零運動算法加偽逆操縱律算法相結(jié)合的方法計算控制力矩陀螺框架角速率；(3)控制力矩陀螺群逼近不可回避奇異點，采用控制力矩陀螺角動量表10直接確定控制力矩陀螺框架角速率。該任務(wù)的管理模式從全局考慮了控制力矩陀螺群操縱律的奇異回避問題，提高了航天器姿態(tài)控制執(zhí)行機構(gòu)的力矩輸出精度。
如圖3所示，本發(fā)明中陀螺群操縱律單元3接收姿態(tài)控制器1傳來的力矩控制信號，由控制力矩陀螺角動量表10判斷該任務(wù)是否逼近奇異區(qū)域，如果逼近奇異區(qū)域則采用零運動算法模塊12與偽逆操縱律算法模塊11相結(jié)合的方法求得框架角速率，如果遠(yuǎn)離奇異區(qū)域則直接由偽逆操縱律算法模塊11求得框架角速率。
如圖4所示，本發(fā)明中偽逆操縱律算法模塊11的工作過程描述如下首先計算陀螺群的角動量其中i＝1，2，…，n為控制力矩陀螺的個數(shù)，h0為陀螺群的角動量最大值。然后將姿態(tài)控制器1的力矩控制信號u和陀螺群的角動量值h輸入中計算陀螺群角動量的導(dǎo)數(shù)，為星體角速率ω＝[ωx ωy ωz]T的反對稱陣。由矩陣的廣義逆算法計算得到陀螺群的框架角速率值，其中為控制力矩陀螺群角動量的Jacobian矩陣，i＝1，2，…，n為控制力矩陀螺的個數(shù)，式中cβ＝cosβ，sβ＝sinβ。
如圖5所示，本發(fā)明中零運動算法模塊12與偽逆操縱律算法模塊11相結(jié)合的帶零運動偽逆操縱律算法描述如下首先計算奇異判別式D＝det(CCT)的值，如果D→0，則逼近奇異區(qū)域，采用(En為n階單位矩陣，)的零運動算法與與偽逆算法相加得到框架角速率值；如果D＞0，且遠(yuǎn)離零值，則直接由控制力矩陀螺角動量表10查詢或者調(diào)用偽逆操縱律算法模塊11計算得到框架角速率值。
如圖6所示，本發(fā)明姿態(tài)控制系統(tǒng)整個任務(wù)的實現(xiàn)流程是姿態(tài)任務(wù)管理單元5將任務(wù)分為任務(wù)執(zhí)行過程和等待任務(wù)執(zhí)行過程，當(dāng)任務(wù)執(zhí)行時，姿態(tài)任務(wù)管理單元5將航天器姿態(tài)機動所需的力矩值輸入控制力矩陀螺角動量表10，由表查詢方法判斷該任務(wù)是否逼近奇異區(qū)域，若遠(yuǎn)離奇異區(qū)域則由控制力矩陀螺角動量表10直接確定框架角速率值；若逼近奇異區(qū)域，首先判斷是否為可回避奇異點，為可回避奇點時采用如圖5所示的帶零運動偽逆操縱律算法，為不可回避奇點時采用控制力矩陀螺角動量表10直接確定框架角速率值。當(dāng)?shù)却蝿?wù)執(zhí)行時，姿態(tài)任務(wù)管理單元5由衛(wèi)星當(dāng)前姿態(tài)信息和有效載荷任務(wù)信息，通過衛(wèi)星姿態(tài)力學(xué)計算出控制力矩陀螺群4在下一任務(wù)所需的期望力矩值，將該期望力矩值輸入控制力矩陀螺角動量表10，由查表法確定下一步任務(wù)開始執(zhí)行時的框架角位置最優(yōu)值，通過零運動算法模塊12()將陀螺群的框架角位置調(diào)節(jié)到最優(yōu)值，等待執(zhí)行下一步的姿態(tài)機動任務(wù)。
權(quán)利要求
1、一種操縱律奇異回避的航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)，其特征在于包括姿態(tài)控制器(1)、姿態(tài)測量單元(2)、陀螺群操縱律單元(3)、控制力矩陀螺群(4)和框架角位置測量單元(6)；姿態(tài)測量單元(2)實時監(jiān)測航天器(7)的姿態(tài)信息并分別送至姿態(tài)控制器(1)和陀螺群操縱律單元(3)；框架角位置測量單元(6)實時監(jiān)測控制力矩陀螺群(4)的框架角位置并送至姿態(tài)控制器(1)；姿態(tài)控制器(1)根據(jù)傳來的姿態(tài)信息和框架角位置信息，確定控制力矩陀螺群(4)所需的力矩控制信號并送至陀螺群操縱律單元(3)；陀螺群操縱律單元(3)從姿態(tài)控制器(1)接收力矩控制信號，從姿態(tài)測量單元(2)接收航天器(7)的姿態(tài)信息，根據(jù)所述力矩控制信號和姿態(tài)信息判斷控制力矩陀螺運轉(zhuǎn)是否進(jìn)入奇異區(qū)，并分別計算出奇異和不奇異兩種情況下控制力矩陀螺的框架角速率值，將所述框架角速率值輸入控制力矩陀螺群(4)的框架伺服系統(tǒng)，從而改變控制力矩陀螺群(4)的輸出力矩，實現(xiàn)對航天器的高精度控制。
2、根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種操縱律奇異回避的航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)，其特征在于還包括姿態(tài)任務(wù)管理單元(5)，姿態(tài)任務(wù)管理單元(5)從姿態(tài)測量單元(2)接收航天器(7)的姿態(tài)信息，同時將任務(wù)分為任務(wù)執(zhí)行過程和等待任務(wù)執(zhí)行過程，當(dāng)任務(wù)執(zhí)行時，將航天器姿態(tài)機動所需的力矩值送至陀螺群操縱律單元(3)，由陀螺群操縱律單元(3)給出對應(yīng)的框架角速率值并輸入控制力矩陀螺群(4)的框架伺服系統(tǒng)；當(dāng)?shù)却蝿?wù)執(zhí)行時，陀螺群操縱律單元(3)接收姿態(tài)測量單元(2)的姿態(tài)信息和外部輸入的有效載荷任務(wù)信息得到控制力矩陀螺群(4)在下一任務(wù)所需的期望力矩值，并判別控制力矩陀螺群在執(zhí)行下一任務(wù)時是否進(jìn)入奇異區(qū)，姿態(tài)任務(wù)管理單元(5)通過判斷結(jié)果控制控制力矩陀螺群(4)的框架旋轉(zhuǎn)，如果進(jìn)入奇異區(qū)，控制陀螺群操縱律單元(3)將控制力矩陀螺群(4)的框架角位置調(diào)整至遠(yuǎn)離奇異區(qū)；如果不進(jìn)入奇異區(qū)時，控制力矩陀螺群(4)保持當(dāng)前框架角位置。
3、根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的一種操縱律奇異回避的航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)，其特征在于所述的陀螺群操縱律單元(3)包括控制力矩陀螺角動量表(10)、偽逆操縱律算法模塊(11)和零運動算法模塊(12)；姿態(tài)控制器(1)傳來的力矩控制信號或者姿態(tài)任務(wù)管理單元(5)傳來的下一任務(wù)所需的期望力矩值首先進(jìn)入控制力矩陀螺角動量表(10)，由控制力矩陀螺角動量表(10)判斷控制力矩陀螺運轉(zhuǎn)是否進(jìn)入奇異區(qū)或者是否經(jīng)過奇異點，然后根據(jù)判斷結(jié)果選擇采用查詢表法，或偽逆操縱律算法模塊(11)和零運動算法模塊(12)聯(lián)合計算法求取控制力矩陀螺的框架角速率值。
4、根據(jù)權(quán)利要求3所述的一種操縱律奇異回避的航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)，其特征在于所述的控制力矩陀螺角動量表(10)包含控制力矩陀螺群框架角速率(8)與控制力矩陀螺群角動量導(dǎo)數(shù)(9)的對應(yīng)關(guān)系，以及奇異區(qū)域所對應(yīng)的控制力矩陀螺框架角位置(13)信息，兩組對應(yīng)信息聯(lián)合組成控制力矩陀螺角動量表(10)，可以判斷控制力矩陀螺群是否進(jìn)入奇異區(qū)域，同時也可以直接選擇框架角速率值回避控制力矩陀螺群的奇異性。
5、根據(jù)權(quán)利要求3所述的一種操縱律奇異回避的航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)，其特征在于所述的調(diào)用偽逆操縱律算法模塊(11)和零運動算法模塊(12)聯(lián)合計算控制力矩陀螺的框架角速率值的方法為
首先計算奇異判別式D＝det(CCT)的值，其中C為控制力矩陀螺群角動量的Jacobian矩陣，其表達(dá)式為
i＝1，2，…，n為控制力矩陀螺的個數(shù)，式中cβ＝cosβ，sβ＝sinβ；
如果D→0，采用零運動算法與偽逆操縱律算法的結(jié)果相加得到框架角速率值，式中陀螺群角動量的導(dǎo)數(shù)u為姿態(tài)控制器(1)的力矩控制信號、為陀螺群角動量值，i＝1，2，…，n為控制力矩陀螺的個數(shù)，為星體角速率ω＝[ωx ωy ωz]T的反對稱陣，h0為陀螺群的角動量最大值，En為n階單位矩陣；
如果D＞0，且遠(yuǎn)離零值，則直接由控制力矩陀螺角動量表(10)查詢或者調(diào)用偽逆操縱律算法模塊(11)計算得到框架角速率值。
全文摘要
一種操縱律奇異回避的航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)，包括姿態(tài)任務(wù)管理單元、姿態(tài)控制器、姿態(tài)測量單元、陀螺群操縱律單元、框架角位置測量單元、控制力矩陀螺群和航天器。陀螺群操縱律單元通過控制力矩陀螺角動量表、零運動算法和偽逆操縱律算法相互配合計算控制力矩陀螺群的框架角速率，并將該角速率值作為控制力矩陀螺群的給定信號，以提高航天器姿態(tài)的控制精度。本發(fā)明引入基于查表法選擇框架角速率和框架角位置初始值的操縱律設(shè)計方法，實現(xiàn)了控制力矩陀螺群精確的力矩輸出，避免了偽逆操縱律計算方法求取控制力矩陀螺框架角速率過程中產(chǎn)生的奇異性問題，同時避免了采用零運動算法和魯棒偽逆操縱律迭代計算時控制力矩陀螺操縱律所出現(xiàn)的“死鎖”問題。
文檔編號B64G1/24GK101353086SQ200810222230
公開日2009年1月28日 申請日期2008年9月12日 優(yōu)先權(quán)日2008年9月12日
發(fā)明者于靈慧, 劉勝利, 王文松 申請人:航天東方紅衛(wèi)星有限公司