一种用于具有大惯量积航天器的动量轮布局配置方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及航天器姿态控制技术，具体涉及一种用于具有大惯量积航天器的动量 轮布局配置方法。
【背景技术】
[0002] 根据航天任务或者航天器有效载荷安装布局的要求，航天器在某一本体坐标系中 可能在质量分布上产生大的惯量积。该惯量积使得在该航天器本体坐标中各个方向的姿态 运动存在耦合。对惯量积所涉及的航天器某一姿态方向进行姿态控制时，将会影响到惯量 积所涉及的其他方向的姿态运动。
[0003] 航天器在结构布局设计时会尽量进行优化以避免惯量积的产生，惯量积通常应当 比航天器主惯量小1~2个数量级，对于控制精度要求不高的航天器在姿态控制过程中可 以忽略小量级的惯量积对相关姿态的耦合影响。
[0004] 大型、复杂及特殊任务航天器有时难以通过优化布局完全消除惯量积的产生，当 惯量积的大小与航天器的主惯量量级相当时，在姿态控制中姿态耦合问题将较为明显。耦 合问题带来控制系统设计上的难度和复杂性，影响航天器高精度、高稳定度的控制。
【发明内容】
[0005] 本发明的目的在于提供一种用于具有大惯量积航天器的动量轮布局配置方法，通 过对具有大惯量积航天器的惯量矩阵进行谱分解、建立该航天器的解耦姿态动力学模型， 从而计算设定设置在航天器上的动量轮的安装角度，最终对该航天器的姿态角进行解耦控 制。本发明能够避免由于大惯量积造成的航天器本体坐标轴上两个或三个方向的姿态运动 存在耦合，实现了大惯量积三轴稳定零动量的解耦控制，并实现对航天器各个姿态的独立 控制。
[0006] 为了达到上述目的，本发明通过以下技术方案实现：
[0007] -种用于具有大惯量积航天器的动量轮布局配置方法，其特点是，该动量轮布局 配置方法包含如下步骤：
[0008] S1，对航天器初始本体坐标系下具有大惯量积的惯量矩阵进行谱分解；
[0009] S2,根据所述步骤S1获取的谱分解结果，建立该航天器的解耦姿态动力学模型；
[0010] S3,根据所述步骤S2建立的解耦姿态动力学模型，计算和设定该航天器的三组动 量轮的安装角度；
[0011] S4,根据所述步骤S3设定的三组动量轮的安装角度布局三组动量轮，5每组动量 轮控制所述航天器该航天器解耦后相对于轨道坐标系对应的姿态角。
[0012] 优选地，所述步骤S1包含：
[0013] 对航天器初始本体坐标系下具有大惯量积的惯量矩阵A进行谱分解，得到：
[0014] p^AP = A 式（1);
[0015] 其中，A = diag[入：人2人3]为特征矩阵，人i，人2，入3为矩阵A的特征值；
[0016] P为惯量矩阵A的转换矩阵；
【主权项】
1. 一种用于具有大惯量积航天器的动量轮布局配置方法，其特征在于，该动量轮布局 配置方法包含如下步骤： S1，对航天器初始化本体坐标系下具有大惯量积航天器的惯量矩阵进行谱分解； 52, 根据所述步骤S1获取的谱分解结果，建立该航天器的解禪姿态动力学模型； 53, 根据所述步骤S2建立的解禪姿态动力学模型，计算和设定该航天器=组动量轮的 安装角度； 54, 根据所述步骤S3设定动量轮的安装角度布局=组动量轮，实现每组动量轮控制所 述航天器姿态运动解禪后对应的姿态角。
2. 如权利要求1所述的用于具有大惯量积航天器的动量轮布局配置方法，其特征在 于，所述步骤S1包含： 对航天器初始本体坐标系下具有大惯量积的惯量矩阵A进行谱分解，得到： p-iAP=A式（1); 其中，A=diag[Ai^2 ^3]为特征矩阵，^1，^2,入3为矩阵A的特征值； P为惯量矩阵A的转换矩阵；
为惯量矩阵A的逆转换矩阵，P与F1 为互为逆矩阵； 根据式（1)可知，该航天器的惯量矩阵A的变化形式为： A=PAP-1 式（2)。
3. 如权利要求2所述的用于具有大惯量积航天器的动量轮布局配置方法，其特征在 于，所述步骤S2包含： S2. 1，当所述航天器初始本体坐标系相对于轨道坐标系的滚动姿态角户、俯仰姿态角 0及偏航姿态角1]^均为小角度时，按照先偏航、后滚动、再俯仰轴旋转的3-1-2转序姿态定 义，得到该航天器的姿态运动学模型：
式做； 其中，《 航天器初始本体坐标系相对于惯性坐标系的转速；《y、《y、《 分别为航 天器相对于惯性坐标系的转速在初始本体坐标系中的S轴分量；《。一为航天器轨道坐标 系相对于惯性坐标系的转速在轨道坐标系Y轴上的分量大小； S2. 2,在忽略二阶及W上小量的情况下，结合所述步骤S2. 1获取的航天器姿态运动学 模型的式（3)，获取该航天器的姿态动力学模型：
式（4); 其中，hy、hy、h,--分别为安装在该航天器上的S组动量轮相对于航天器在初始本体坐 标系=坐标轴的角动量，=组动量轮的旋转轴分别平行于航天器的初始本体坐标轴； Th、Tdy、Td,--分别为航天器所受到的外干扰力矩在空间S坐标轴的分量； S2. 3,根据该航天器的惯量矩阵谱分解的结果，设定解禪之后该航天器的姿态角为：写 =[a0 丫]T，该姿态角C满足如下公式：
式巧）； 其中，a-定义为该航天器解禪后的滚动姿态角；0 -定义为该航天器解禪后的俯仰 姿态角；丫 --定义为该航天器解禪后的偏航姿态角； S2. 4,根据所述式（2)、式（4)及式巧），获得该航天器的解禪姿态动力学模型：
式化）。
4. 如权利要求3述的用于具有大惯量积航天器的动量轮布局配置方法，其特征在于， 所述步骤S2还包含： 52. 5,忽略航天器轨道坐标系相对于惯性坐标系的转速导致的滚动与偏航姿态角 的禪合及外界干扰力矩Th、Tdy、Td,，根据所述步骤S2. 4计算获取的式化），得到该航天器的 解禪姿态动力学模型的简化模型为：
式（7)。
5. 如权利要求4所述的用于具有大惯量积航天器的动量轮布局配置方法，其特征在 于，所述步骤S3包含： 53. 1，根据航天器的解禪姿态动力学简化模型式（7)，将航天器的初始本体坐标系旋转 至航天器最大惯量方向的坐标旋转矩阵尸为该航天器惯量矩阵A的转换矩阵的逆矩阵：
S3. 2,根据对所述步骤S3. 1的方向余弦矩阵P4求解，计算该航天器初始本体坐标系，W3-1-2转序旋转至最大惯量方向的欧拉角为；U=arcsin(P23)
式巧）； 也即，航天器的初始本体坐标系OXYZ在航天器本体上沿坐标系OXYZ的Z轴旋转W角， 得到第一坐标系；第一坐标系在航天器本体上沿第一坐标系的X轴旋转U角，得到第二坐标 系；第二坐标系在航天器本体上沿第二坐标系的Y轴旋转V角，得到航天器的新的本体坐标 系03X3Y3Z3。
6.如权利要求5所述的用于具有大惯量积航天器的动量轮布局配置方法，其特征在 于，所述步骤S4包含： 在航天器上安装=组动量轮，=组动量轮的旋转轴分别平行于坐标系O3X3Y3Z3的坐标 轴X3,Ys，Z3轴。贝IJ新的布局下，X3,Ys，Z3轴的动量轮控制力矩与初始坐标系下安装的；轴 动量轮控制力矩之间的关系如下
即根据式（10)，在坐标系O3X3Y3Z3中，S组动量轮分别对该航天器对应的新的姿态角a、0及丫进行一一控制，实现大惯量积航天器的解禪控制。
【专利摘要】本发明公开了一种用于具有大惯量积航天器的动量轮布局配置方法，通过对具有大惯量积航天器的惯量矩阵进行谱分解、建立该航天器的解耦姿态动力学模型，从而计算设定设置在航天器上的动量轮的安装角度位置，最终实现对该航天器的姿态角进行解耦控制。本发明能够避免由于大惯量积造成的航天器本体坐标轴上两个或三个方向的姿态运动存在耦合，实现了大惯量积三轴稳定零动量的解耦控制，并实现对航天器各个姿态的独立控制。
【IPC分类】G05D1-08
【公开号】CN104850128
【申请号】CN201510264547
【发明人】谭天乐, 张艳召, 徐亚娟, 王新萌, 辛岩, 朱东方
【申请人】上海新跃仪表厂
【公开日】2015年8月19日
【申请日】2015年5月21日