[发明专利]基于SGCMG和RW的航天器高精度快速姿态机动方法

摘要

基于SGCMG和RW的航天器高精度快速姿态机动方法，涉及一种航天器高精度快速姿态机动方法。它是为了实现航天器高精度快速姿态机动。本发明提供的是一种利用控制力矩陀螺(CMG)和反作用飞轮(RW)作为联合执行机构来实现航天器高精度快速机动的方法。本发明将绕欧拉主轴的角速度划分为三段，加速段和减速段采用CMG来产生要求的控制力矩，匀速段以及减速段结束后采用RW产生的补偿力矩来保证角速度维持在恒定值附近，从而实现航天器高精度快速机动。该方法适用于配置有CMG和RW的航天器姿态机动的情况，能够使航天器在快速机动的同时保证高精度的姿态指向和稳定度。本发明适用于航天器的姿态控制。

主权项

1.基于SGCMG和RW的航天器高精度快速姿态机动方法，其特征是：它由以下步骤实现：步骤一、根据公式：ωr=θrixiyiz]]>获得航天器的参考角速度ω_r；式中：θ_r表示参考角速度沿欧拉转轴方向的大小；ixiyiz]]>为航天器转动的欧拉转轴方向单位矢量；根据公式：Qr=Q0⊗ixsinθr2iysinθr2izsinθr2cosθr2T]]>获得航天器的参考四元数Q_r；式中：Q₀表示初始四元数，是四元数乘法符号；步骤二、根据公式：Qe=Qr-1⊗Q]]>获得航天器的误差四元数Q_e；式中：Q为实时四元数；根据公式：ω_e＝ω-C(Q_e)ω_r获得航天器的误差角速度ω_r；式中：ω为实时角速度；C(Q_e)为对应于误差四元数Q_e的方向余弦矩阵；步骤三、采用PID控制器，根据步骤二获得的误差四元数Q_e和误差角速度ω_e通过公式：τ=-J{2ksatLi(Qe+1TI∫Qe)+cωe}]]>Li=(c/2k)min{4ai|Qei|,|ωi|max}]]>计算指令控制力矩；式中：J为航天器整体转动惯量；k、c均为增益系数；L_i为角速度约束系数；T_I为积分时间常数；a_i为第i轴的最大控制加速度；|Q_ei|为误差四元数的第i个分量；|ω_i|_max为航天器各轴最大角速度；τ为未考虑饱和限制的控制力矩；||τ||_∞为τ的范数；T_c为考虑饱和限制后控制器的指令控制力矩；U为航天器最大输出力矩；步骤四、根据力矩分配法则，计算CMG和RW产生的实际控制力矩；步骤五、根据步骤四获得的实际控制力矩，通过姿态动力学方程获得航天器实际角速度；步骤六、根据步骤五获得的航天器实际角速度，通过姿态运动学方程获得航天器的实际姿态四元数，根据该航天器的实际姿态四元数对航天器进行控制，从而实现航天器的高精度快速姿态机动。