一种带有前馈补偿的新型CMG操纵律设计方法与流程

一种带有前馈补偿的新型cmg操纵律设计方法
技术领域
[0001]
本发明涉及一种带有前馈补偿的新型cmg操纵律设计方法，属于航天器控制领域。


背景技术：

[0002]
由于cmg的输出力矩较大，大型组合体航天器如空间站通常将cmg作为长期运行的执行部件。现有的cmg操纵律设计方法是：根据cmg群期望的三轴输出力矩，反解出各个cmg的框架角速度指令，然后各个cmg去跟踪各自的框架角速度指令。


技术实现要素：

[0003]
本发明要解决的技术问题是：当cmg跟踪其框架角速度指令时，如果星体的角速度较大，导致星体角速度在cmg框架轴上产生的陀螺力矩大于施加在cmg上的驱动力矩且反向时，无法实现跟踪，即发现了cmg失速现象。cmg失速现象的存在，使得cmg单机需要对星体的角速度施加苛刻的约束，这在很大程度上削弱了平台的功能。本发明在发现cmg失速现象的基础上，克服现有技术的不足，提供了一种带有前馈补偿的新型cmg操纵律设计方法。航天器gnc模块不仅计算各个cmg的框架角速度指令，而且计算由于星体角速度影响而施加在各个cmg框架轴的陀螺力矩，将这两部分同时提供给cmg单机，用于确定控制律。与现有技术相比，本发明给出的方法利用陀螺力矩的信息，对cmg单机进行前馈补偿，从而放宽对星体角速度的约束，解决星体角速度较大时出现的cmg失速问题。
[0004]
本发明目的通过以下技术方案予以实现：
[0005]
一种带有前馈补偿的新型cmg操纵律设计方法，包括如下步骤：
[0006]
s1、在每个gnc控制周期内，基于gnc计算的姿态控制力矩t
cmgc
，确定cmg群的框架角速度指令；
[0007]
s2、在每个gnc控制周期内，计算星体角速度在每个cmg单机的框架轴上的陀螺力矩；
[0008]
s3、cmg单机根据s2中所述的陀螺力矩确定控制律，用于跟踪s1中所述的框架角速度指令。
[0009]
上述带有前馈补偿的新型cmg操纵律设计方法，优选的，所述确定cmg群的框架角速度指令的方法为：
[0010][0011]
式中，
[0012][0013]
其中，h0为cmg的标称角动量大小，δ＝(δ1,δ2,
…
,δ
n
)
t
为cmg群的框架角，t
cmgc
为姿态控制力矩，a和b均为3
×
n矩阵，其中a矩阵的第i列为第i个cmg框架角为90度时cmg角动量
在航天器本体系的方位，b矩阵的第i列为第i个cmg框架角为0度时cmg角动量在航天器本体系的方位。
[0014]
上述带有前馈补偿的新型cmg操纵律设计方法，优选的，计算星体角速度在第i个cmg单机的框架轴上的陀螺力矩的方法为：
[0015][0016]
其中，ω为星体角速度，h
i
为第i个cmg当前时刻的角动量，g
i
为第i个cmg的框架轴方向。
[0017]
一种带有前馈补偿的新型cmg操纵律确定装置，包括框架角速度指令确定模块、陀螺力矩确定模块、控制律确定模块；
[0018]
所述框架角速度指令确定模块用于在每个gnc控制周期内，基于gnc计算的姿态控制力矩t
cmgc
，确定cmg群的框架角速度指令；
[0019]
所述陀螺力矩确定模块用于在每个gnc控制周期内，计算星体角速度在每个cmg单机的框架轴上的陀螺力矩；
[0020]
所述控制律确定模块根据所述陀螺力矩确定控制律，用于跟踪所述框架角速度指令。
[0021]
上述带有前馈补偿的新型cmg操纵律确定装置，优选的，所述确定cmg群的框架角速度指令的方法为：
[0022][0023]
式中，
[0024][0025]
其中，h0为cmg的标称角动量大小，δ＝(δ1,δ2,
…
,δ
n
)
t
为cmg群的框架角，t
cmgc
为姿态控制力矩，a和b均为3
×
n矩阵，其中a矩阵的第i列为第i个cmg框架角为90度时cmg角动量在航天器本体系的方位，b矩阵的第i列为第i个cmg框架角为0度时cmg角动量在航天器本体系的方位。
[0026]
上述带有前馈补偿的新型cmg操纵律确定装置，优选的，计算星体角速度在第i个cmg单机的框架轴上的陀螺力矩的方法为：
[0027][0028]
其中，ω为星体角速度，h
i
为第i个cmg当前时刻的角动量，g
i
为第i个cmg的框架轴方向。
[0029]
本发明相比于现有技术具有如下有益效果：
[0030]
(1)本发明发现了当星体的角速度较大时，会出现无法跟踪gnc给出的框架角速度指令的情况，也即发现了cmg失速问题；
[0031]
(2)本发明方法不仅解算出各个cmg的框架角速度指令，同时计算出由于星体角速度影响而施加在各个cmg框架轴的陀螺力矩，并将陀螺力矩作为前馈补偿量，解决了cmg失
速问题；
[0032]
(3)本发明方法突破了cmg单机对星体的角速度施加苛刻的约束条件，大幅提升了平台的能力；
[0033]
(4)相比现有技术方案中仅提供框架角速度指令，本发明方法提出需要将各cmg框架轴受到的陀螺力矩也提供给cmg单机，是现有技术方案的一大改良，该方法普遍适用于采用cmg控制的各类卫星。
附图说明
[0034]
图1为本发明实施例1方法的流程框图。
具体实施方式
[0035]
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步详细描述。
[0036]
一种带有前馈补偿的新型cmg操纵律设计方法，包括如下步骤：
[0037]
s1、在每个gnc控制周期内，基于gnc计算的姿态控制力矩t
cmgc
，确定cmg群的框架角速度指令；
[0038]
s2、在每个gnc控制周期内，计算星体角速度在每个cmg单机的框架轴上的陀螺力矩；
[0039]
s3、cmg单机根据s2中所述的陀螺力矩确定控制律，用于跟踪s1中所述的框架角速度指令。
[0040]
一种带有前馈补偿的新型cmg操纵律确定装置，包括框架角速度指令确定模块、陀螺力矩确定模块、控制律确定模块；
[0041]
所述框架角速度指令确定模块用于在每个gnc控制周期内，基于gnc计算的姿态控制力矩t
cmgc
，确定cmg群的框架角速度指令；
[0042]
所述陀螺力矩确定模块用于在每个gnc控制周期内，计算星体角速度在每个cmg单机的框架轴上的陀螺力矩；
[0043]
所述控制律确定模块根据所述陀螺力矩确定控制律，用于跟踪所述框架角速度指令。
[0044]
作为本发明的一种优选方案，所述确定cmg群的框架角速度指令的方法为：
[0045][0046]
式中，
[0047][0048]
其中，h0为cmg的标称角动量大小，δ＝(δ1,δ2,
…
,δ
n
)
t
为cmg群的框架角，t
cmgc
为姿态控制力矩，a和b均为3
×
n矩阵，其中a矩阵的第i列为第i个cmg框架角为90度时cmg角动量在航天器本体系的方位，b矩阵的第i列为第i个cmg框架角为0度时cmg角动量在航天器本体系的方位。
[0049]
作为本发明的一种优选方案，计算星体角速度在第i个cmg单机的框架轴上的陀螺力矩的方法为：
[0050][0051]
其中，ω为星体角速度，h
i
为第i个cmg当前时刻的角动量，g
i
为第i个cmg的框架轴方向。
[0052]
实施例：
[0053]
一种带有前馈补偿的新型cmg操纵律设计方法，包括步骤如下：
[0054]
s1、在每个控制周期内，gnc按下式解算出cmg群的框架角速度指令
[0055][0056]
式中，t
cmgc
为计算的姿态控制力矩，h0为cmg的标称角动量大小，δ＝(δ1,δ2,
…
,δ
n
)
t
为cmg群的框架角，c(δ)为3
×
n矩阵，是框架角的三角函数，表达式如下：
[0057][0058]
式中，a和b均为3
×
n矩阵，第i列分别对应第i个cmg框架角为90度和0度时其角动量在航天器本体系的方位。
[0059]
s2、在每个控制周期内，gnc按下式计算星体角速度在每个cmg的框架轴上产生的陀螺力矩
[0060][0061]
式中g
i
为第i个cmg的框架轴方向，ω为星体角速度，h
i
为第i个cmg当前时刻的角动量，计算公式如下
[0062]
h
i
＝a(:,i)sinδ
i
+b(:,i)cosδ
i
[0063]
s3、在每个控制周期内，gnc将s1中的框架角速度指令和s2中沿框架轴的陀螺力矩输出给cmg单机，cmg单机确定控制律，实现对s1中的框架角速度指令的跟踪控制，该控制律包含了对s2中沿框架轴的陀螺力矩的前馈补偿。
[0064]
即，在每个gnc控制周期内，除了s1计算cmg群的框架角速度指令，s2中同时计算星体角速度在各个cmg的框架轴上产生的陀螺力矩。s3中需要将s1中得到的各个cmg的框架角速度指令和s2中得到的星体角速度沿各cmg框架轴产生的陀螺力矩同时提供给cmg单机。
[0065]
具体的：
[0066]
考虑5个cmg组成的5棱锥构型，每个cmg标称角动量大小均为h0＝200nms，而且各cmg已经稳定在标准角动量附近。控制周期为0.2秒。一种带有前馈补偿的新型cmg操纵律设计方法，如图1所示，包括步骤如下：
[0067]
s1、在每个控制周期内，gnc根据计算得到的姿态控制力矩t
cmgc
，按下式解算出cmg
群的框架角速度指令
[0068][0069]
式中，δ＝(δ1,δ2,
…
,δ5)
t
为cmg群的框架角，c(δ)为3
×
5矩阵，是框架角的三角函数，表达式如下
[0070][0071]
式中，a和b均为3
×
5矩阵，第i列分别对应第i个cmg框架角为90度和0度时其角动量在航天器本体系的方位。
[0072]
s2、在每个控制周期内，gnc按下式计算星体角速度在第i个cmg的框架轴上产生的陀螺力矩
[0073][0074]
式中g
i
为第i个cmg的框架轴方向，ω为星体角速度，h
i
为第i个cmg当前时刻的角动量，计算公式如下
[0075]
h
i
＝a(:,i)sinδ
i
+b(:,i)cosδ
i
[0076]
s3、在每个控制周期内，gnc将s1中的框架角速度指令和s2中的沿框架轴的陀螺力矩提供给cmg单机。根据s2中的沿框架轴的陀螺力矩cmg单机确定跟踪控制律，实现对s1中的框架角速度指令的跟踪控制。其中，该控制律中包含了对s2中的沿框架轴的陀螺力矩的前馈补偿。
[0077]
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。
[0078]
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

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