專利名稱：基于sgcmg和rw的航天器高精度快速姿態(tài)機(jī)動(dòng)方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種航天器高精度快速姿態(tài)機(jī)動(dòng)方法。
背景技術(shù)：
航天器控制系統(tǒng)通過角動(dòng)量交換的執(zhí)行機(jī)構(gòu)通常有飛輪和控制力矩陀螺(CMG)，飛輪又分為反作用飛輪(RW)和偏置動(dòng)量輪，控制力矩陀螺分為單框架控制力矩陀螺(SGCMG)和雙框架控制力矩陀螺(DGCMG)。RW在不工作時(shí)轉(zhuǎn)速為零，并通過加速或減速來產(chǎn)生控制力矩。特點(diǎn)是產(chǎn)生的力矩小，但控制精度高，通常應(yīng)用于高精度的三軸穩(wěn)定衛(wèi)星。SGCMG只有一個(gè)框架，轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速恒定不變，它通過框架的轉(zhuǎn)動(dòng)來產(chǎn)生陀螺力矩，進(jìn)而作用于航天器本體上。特點(diǎn)是產(chǎn)生的控制力矩大，但控制精度相對(duì)較低，般應(yīng)用在大型航天器或者敏捷航天器的姿態(tài)控制中。

在高精度的快速姿態(tài)機(jī)動(dòng)任務(wù)中，單獨(dú)采用RW或SGCMG都難以取得良好的預(yù)期效果。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明是為了實(shí)現(xiàn)航天器高精度快速姿態(tài)機(jī)動(dòng)，從而提供種基于SGCMG和RW的航天器高精度快速姿態(tài)機(jī)動(dòng)方法?；赟GCMG和RW的航天器高精度快速姿態(tài)機(jī)動(dòng)方法，它由以下步驟實(shí)現(xiàn):步驟一、根據(jù)公式:
權(quán)利要求
1.關(guān)于SGCMG和RW的航天器高精度快速姿態(tài)機(jī)動(dòng)方法，其特征是:它由以下步驟實(shí)現(xiàn): 步驟一、根據(jù)公式:
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于SGCMG和RW的航天器高精度快速姿態(tài)機(jī)動(dòng)方法，其特征在于步驟一中0 ^的取值為:
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的基于SGCMG和RW的航天器高精度快速姿態(tài)機(jī)動(dòng)方法，其特征在于步驟四中所述的力矩分 配法則為:
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的基于SGCMG和RW的航天器高精度快速姿態(tài)機(jī)動(dòng)方法，其特征在于步驟三中的PID控制器為遞階飽和PID控制器，所述遞階飽和PID控制器模型為:
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的基于SGCMG和RW的航天器高精度快速姿態(tài)機(jī)動(dòng)方法，其特征在于步驟四中計(jì)算CMG產(chǎn)生的實(shí)際控制力矩是通過下列公式實(shí)現(xiàn)的:
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的基于SGCMG和RW的航天器高精度快速姿態(tài)機(jī)動(dòng)方法，其特征在于步驟四中計(jì)算RW產(chǎn)生的實(shí)際控制力矩是通過下列公式實(shí)現(xiàn)的:
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的基于SGCMG和RW的航天器高精度快速姿態(tài)機(jī)動(dòng)方法，其特征在于步驟五中的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程為:
8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的基于SGCMG和RW的航天器高精度快速姿態(tài)機(jī)動(dòng)方法，其特征在于步驟六中的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程為:
9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的基于SGCMG和RW的航天器高精度快速姿態(tài)機(jī)動(dòng)方法，其特征在于步驟一中的四元數(shù)的表達(dá)式為:
全文摘要
基于SGCMG和RW的航天器高精度快速姿態(tài)機(jī)動(dòng)方法，涉及一種航天器高精度快速姿態(tài)機(jī)動(dòng)方法。它是為了實(shí)現(xiàn)航天器高精度快速姿態(tài)機(jī)動(dòng)。本發(fā)明提供的是一種利用控制力矩陀螺(CMG)和反作用飛輪(RW)作為聯(lián)合執(zhí)行機(jī)構(gòu)來實(shí)現(xiàn)航天器高精度快速機(jī)動(dòng)的方法。本發(fā)明將繞歐拉主軸的角速度劃分為三段，加速段和減速段采用CMG來產(chǎn)生要求的控制力矩，勻速段以及減速段結(jié)束后采用RW產(chǎn)生的補(bǔ)償力矩來保證角速度維持在恒定值附近，從而實(shí)現(xiàn)航天器高精度快速機(jī)動(dòng)。該方法適用于配置有CMG和RW的航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)的情況，能夠使航天器在快速機(jī)動(dòng)的同時(shí)保證高精度的姿態(tài)指向和穩(wěn)定度。本發(fā)明適用于航天器的姿態(tài)控制。
文檔編號(hào)G05B13/04GK103092208SQ20131000761
公開日2013年5月8日 申請(qǐng)日期2013年1月9日 優(yōu)先權(quán)日2013年1月9日
發(fā)明者孫兆偉, 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(qǐng)人:哈爾濱工業(yè)大學(xué)