控制力矩陀螺在天宮一號目標(biāo)飛行器姿態(tài)控制上的應(yīng)用

張志方，董文強(qiáng)，張錦江，何英姿

(1.北京控制工程研究所，北京100190;

2.空間智能控制技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京100190)

控制力矩陀螺在天宮一號目標(biāo)飛行器姿態(tài)控制上的應(yīng)用

張志方1，2，董文強(qiáng)1，2，張錦江1，2，何英姿1，2

(1.北京控制工程研究所，北京100190;

2.空間智能控制技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京100190)

根據(jù)天宮一號目標(biāo)飛行器的特點(diǎn)及交會對接任務(wù)需求，天宮一號目標(biāo)飛行器選擇單框架控制力矩陀螺作為姿態(tài)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)，這是控制力矩陀螺首次在國內(nèi)航天器上應(yīng)用.闡述了單框架控制力矩陀螺在天宮一號目標(biāo)飛行器姿態(tài)控制上的應(yīng)用，主要包括四個(gè)方面:構(gòu)形選擇、操縱律設(shè)計(jì)、角動量卻載、故障診斷與重構(gòu).天宮一號目標(biāo)飛行器控制力矩陀螺系統(tǒng)采用五棱錐構(gòu)形，其操縱律設(shè)計(jì)為帶零運(yùn)動的偽逆操縱律，控制力矩陀螺系統(tǒng)具備故障診斷和重構(gòu)功能.

天宮一號目標(biāo)飛行器;單框架控制力矩陀螺;姿態(tài)控制;操縱律

天宮一號目標(biāo)飛行器是中國目前研制的航天器中體積最大、重量最重的航天器，作為對接目標(biāo)，配合神舟八號飛船完成交會對接任務(wù).根據(jù)任務(wù)特點(diǎn)，天宮一號目標(biāo)飛行器的姿態(tài)控制既需要較大的控制力矩，又需要較高的姿態(tài)控制精度，噴氣發(fā)動機(jī)、動量輪等姿態(tài)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)難以滿足要求.參考“和平號”空間站、國際空間站的經(jīng)驗(yàn)，采用控制力矩陀螺(CMG)作為控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)可滿足天宮一號目標(biāo)飛行器的姿態(tài)控制需求.

根據(jù)框架的不同，控制力矩陀螺又可分為單框架(SG)和雙框架(DG)兩種.單框架控制力矩陀螺(SGCMG，single-gambal control moment gyro)系統(tǒng)雖然奇異現(xiàn)象嚴(yán)重，操縱律也比較復(fù)雜，但是具有機(jī)械結(jié)構(gòu)簡單、輸出力矩大(力矩放大作用)等優(yōu)點(diǎn).而雙框架控制力矩陀螺(DGCMG)則由于機(jī)械結(jié)構(gòu)復(fù)雜，設(shè)計(jì)制造中硬件問題比較突出.天宮一號目標(biāo)飛行器選擇單框架控制力矩陀螺作為姿態(tài)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)，這是控制力矩陀螺首次在國內(nèi)航天器上應(yīng)用.

SGCMG由三部分組成，即高速轉(zhuǎn)子、支撐轉(zhuǎn)子的框架與實(shí)現(xiàn)框架期望運(yùn)動的伺服系統(tǒng).SGCMG在航天器中的應(yīng)用主要考慮以下四個(gè)方面的問題:

(1)構(gòu)形選擇;

(2)操縱律設(shè)計(jì);

(3)角動量卸載;

(4)故障診斷與重構(gòu).

以下分別從上述四個(gè)方面對SGCMG的應(yīng)用進(jìn)行闡述.

1 構(gòu)形選擇

SGCMG系統(tǒng)組成的基本要素有[1]:(1)SGCMG的數(shù)量;(2)SGCMG系統(tǒng)的構(gòu)形;(3)SGCMG的角動量及最大的框架進(jìn)動角速率.

在系統(tǒng)設(shè)計(jì)過程中，對SGCMG的數(shù)量和構(gòu)形有以下要求:(1)SGCMG系統(tǒng)的角動量包絡(luò)、輸出力矩要滿足系統(tǒng)任務(wù)所需的角動量和輸出力矩要求.(2)在工作過程中，控制律及操縱律簡單，盡可能回避內(nèi)部奇異點(diǎn)，以免喪失三軸姿態(tài)控制性能.(3)SGCMG系統(tǒng)的可靠性要求:當(dāng)某個(gè)SGCMG失效，SGCMG系統(tǒng)能夠可靠檢測故障、安全切換;當(dāng)一個(gè)SGCMG失效，能夠保持SGCMG系統(tǒng)的三軸

其中，ξ為由動量體中心指向包絡(luò)的方向，n為SGCMG的數(shù)量，h()σ為SGCMG的角動量值，σ為SGCMG的框架角.

由于該指標(biāo)沒有考慮系統(tǒng)失效后的性能，為綜合考慮構(gòu)形的優(yōu)劣，引入構(gòu)形分析的另外一個(gè)指標(biāo)——失效效益.

定義2(失效效益).在某一構(gòu)形下的失效效益為SGCMG系統(tǒng)失效一個(gè)單框架控制力矩陀螺后的角動量包絡(luò)上的最小角動量與失效前陀螺群角動量的代數(shù)和之比[1].控制性能;當(dāng)兩個(gè) SGCMG失效，能夠保持航天器的安全性.(4)在保證上述要求的基礎(chǔ)上，盡可能減少SGCMG系統(tǒng)的數(shù)量，以減小系統(tǒng)的重量、功耗、體積、成本等.

常用的SGCMG系統(tǒng)的構(gòu)形分為成對安裝形式和非成對對稱安裝形式.通過對雙平行構(gòu)形、三平行構(gòu)形、金字塔構(gòu)形、四棱錐構(gòu)形、五面錐構(gòu)形和五棱錐構(gòu)形等六種典型構(gòu)形進(jìn)行系統(tǒng)的分析，從構(gòu)形效益、失效效益的對比等方面綜合考慮，五棱錐構(gòu)形6-SGCMG系統(tǒng)和金字塔構(gòu)形的4-SGCMG系統(tǒng)是較為實(shí)用和有研究價(jià)值的形式.定義如下兩種構(gòu)形研究指標(biāo):

定義1(構(gòu)形效益).在某一構(gòu)形下的構(gòu)形效益為SGCMG系統(tǒng)的動量包絡(luò)上的最小角動量與陀螺群角動量的代數(shù)和之比[5].

其中，n為失效前SGCMG的數(shù)量，h′()σ為失效一個(gè)后SGCMG的動量值.

對于金字塔構(gòu)形，其安裝方式如圖1所示.

圖1 金字塔構(gòu)形安裝方式圖

對于五棱錐構(gòu)形，其安裝方式如圖2所示.

圖2 五棱錐構(gòu)形安裝方式圖

根據(jù)分析，得到兩種典型構(gòu)形的構(gòu)形效益、失效效益，如表1所示.

表1 兩種典型構(gòu)形的對比表

對于SGCMG系統(tǒng)的構(gòu)形，有如下結(jié)論:

1)一般來說，對于成對安裝形式和非成對對稱安裝形式，隨著SGCMG數(shù)量的增加，系統(tǒng)的構(gòu)形效率增加，而奇異面的復(fù)雜程度隨之增加，增加了操縱律設(shè)計(jì)的困難.

2)在選擇 SGCMG的數(shù)量相同的情況下，SGCMG系統(tǒng)的構(gòu)形中成對安裝形式相比較非成對對稱安裝形式的各種構(gòu)形效益都略低，但是其奇異面的復(fù)雜程度較小，操縱方便.

3)考慮綜合因素，對于長壽命低軌道的航天器，6-SGCMG系統(tǒng)的五棱錐構(gòu)形是單框架力矩陀螺的最佳構(gòu)形.就研究本身而言，以金字塔構(gòu)形的4-SGCMG作為分析對象，具有深遠(yuǎn)意義，該構(gòu)形具有一定的代表性，對此種構(gòu)形的奇異分析和操縱研究，有助于為更多數(shù)SGCMG系統(tǒng)的奇異分析和操縱提供指導(dǎo).

2 操縱律設(shè)計(jì)

SGCMG姿態(tài)控制回路如圖3所示，SGCMG姿態(tài)控制回路由航天器動力學(xué)、姿態(tài)測量、SGCMG控制律與操縱律、SGCMG卸載律、SGCMG系統(tǒng)動力學(xué)組成.系統(tǒng)設(shè)計(jì)中需設(shè)計(jì)和解決SGCMG姿態(tài)控制律、SGCMG操縱律、SGCMG卸載律等問題.

SGCMG主要用于天宮一號目標(biāo)飛行器在長期在軌運(yùn)行期間克服各種內(nèi)外干擾力矩，保持姿態(tài)穩(wěn)定.以SGCMG為執(zhí)行機(jī)構(gòu)控制航天器姿態(tài)，在中國航天領(lǐng)域是一種全新的方式，沒有任何飛行經(jīng)驗(yàn)可以借鑒.天宮一號目標(biāo)飛行器的姿態(tài)控制律采用經(jīng)典控制理論進(jìn)行設(shè)計(jì).SGCMG系統(tǒng)的操縱律和卸載律是SGCMG系統(tǒng)姿態(tài)控制設(shè)計(jì)的難點(diǎn)所在.

SGCMG系統(tǒng)的合成角動量可表達(dá)成:

其中h0為SGCMG轉(zhuǎn)子標(biāo)稱角動量，A、B為SGCMG的安裝矩陣(均為3×6矩陣)，僅與安裝有關(guān).

Sσ，Cσ為框架角正、余弦對角陣(均為6×6矩陣):

E為 n 維單位矢量，E=(1，1，…，1)T.

J=(ACσ-BSσ)稱為 SGCMG系統(tǒng)的雅可比陣.

SGCMG操縱律的設(shè)計(jì)是尋求當(dāng)任意給定SGCMG系統(tǒng)的期望輸出力矩，，根據(jù)SGCMG系統(tǒng)的操縱律能夠找到ˉ，作用于SGCMG系統(tǒng)，使得SGCMG系統(tǒng)的框架角軌跡滿足()=0并且盡可能滿足J()滿秩.其中:為SGCMG系統(tǒng)的控制力矩，(）=h0J()為 SGCMG系統(tǒng)的輸出力矩，J()為 SGCMG系統(tǒng)的雅可比陣，為 SGCMG系統(tǒng)的框架角速度.

根據(jù)求解方式，SGCMG系統(tǒng)的操縱律可分為框架角操縱律、框架角速率操縱律和框架角加速度操縱律[2].對于框架角速率操縱律，主要有三種形式:(1)Penrose-Moore偽逆操縱律.(2)帶零運(yùn)動的偽逆操縱律，具有零運(yùn)動的偽逆方法是通過零運(yùn)動改變SGCMG系統(tǒng)的雅可比矩陣，以改變奇異狀態(tài)的出現(xiàn).(3)奇異魯棒(S-R)逆操縱律.目前已知用于實(shí)際的SGCMG系統(tǒng)操縱律是“和平號”空間站的操縱律，使用的是帶零運(yùn)動的偽逆操縱律.

圖3 SGCMG姿態(tài)控制回路示意圖

其中:J+=JT(JJT)-1為 Penrose-Moore偽逆，I為適當(dāng)維數(shù)的單位陣，γ，ˉd 為零運(yùn)動參數(shù).對于 γ，的選擇有各種各樣的形式，得到回避奇異狀態(tài)的性能也略有不同.

“和平號”空間站的SGCMG系統(tǒng)操縱律采用了具有投影矩陣形式的零運(yùn)動偽逆方法[3].

具體的形式為:

天宮一號目標(biāo)飛行器SGCMG系統(tǒng)的操縱律在借鑒“和平號”空間站操縱律基礎(chǔ)上，對奇異測度函數(shù)m()進(jìn)行了重新定義，設(shè)計(jì)帶零運(yùn)動的魯棒偽逆操縱律，該操縱律可避免求逆運(yùn)算溢出、框架“鎖死”，在奇異點(diǎn)處仍有可控性.當(dāng)框架構(gòu)形接近奇異時(shí)，通過零運(yùn)動及添加小量力矩誤差，使框架盡快脫離奇異狀態(tài);在非奇異處，不需要使用零運(yùn)動回避奇異，令零運(yùn)動項(xiàng)為零，同時(shí)令魯棒偽逆權(quán)系數(shù)為零，則魯棒偽逆與一般偽逆等同，無力矩誤差，系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)精確控制.

3 角動量卸載

由于外干擾力矩的作用，SGCMG系統(tǒng)角動量不斷積累，如果角動量積累達(dá)到其飽和容量，則SGCMG系統(tǒng)不能產(chǎn)生期望的輸出力矩，SGCMG失去姿態(tài)控制能力.因此必須對SGCMG系統(tǒng)進(jìn)行角動量卸載.一般采用噴氣卸載、磁力矩器卸載等.噴氣卸載雖然簡單有效，但其中工作燃料的消耗及對航天器帶來的污染卻是不可忽視的.磁力矩器卸載雖然不需工作燃料的消耗，但需要精確的地磁場模型和相應(yīng)的硬件設(shè)備，給敏感器件帶來了磁污染.

3.1 噴氣卸載

當(dāng)SGCMG系統(tǒng)合成角動量達(dá)到飽和狀態(tài)或SGCMG系統(tǒng)進(jìn)入奇異狀態(tài)，需要進(jìn)行噴氣卸載，即當(dāng)前姿態(tài)控制方式轉(zhuǎn)為噴氣控制，SGCMG系統(tǒng)開始角動量卸載，當(dāng)SGCMG系統(tǒng)合成角動量達(dá)到標(biāo)稱值(零動量)附近時(shí)卸載完畢，當(dāng)姿態(tài)滿足轉(zhuǎn) CMG控制條件時(shí)則轉(zhuǎn)入CMG控制.

SGCMG系統(tǒng)角動量卸載有兩種方式:方式一，使各SGCMG框架角回到指定的初始位置，在該框架角組合下SGCMG系統(tǒng)角動量為零，奇異值較大;方式二，通過給SGCMG系統(tǒng)施加指定控制力矩指令使SGCMG系統(tǒng)朝角動量減小的方向運(yùn)動，直到系統(tǒng)角動量減小到零動量附近，達(dá)到卸載目的，該方式下框架角并不回到初始位置.

3.2 磁力矩器卸載

SGCMG系統(tǒng)在控制航天器姿態(tài)時(shí)，吸收外擾動力矩而使其合成角動量偏離標(biāo)稱值，磁力矩器卸載(以下簡稱磁卸載)是利用航天器產(chǎn)生的合適磁距與地磁場作用來減小控制力矩陀螺系統(tǒng)的合成角動量，使其角動量保持在較小的閾值范圍內(nèi).

磁卸載是在SGCMG系統(tǒng)正常姿態(tài)控制過程中利用磁控系統(tǒng)對SGCMG系統(tǒng)不斷累積的角動量實(shí)時(shí)卸載，其原理如下:

地磁場強(qiáng)度B由軌道計(jì)算得到，SGCMG系統(tǒng)角動量ΔH由控制計(jì)算機(jī)采集SGCMG系統(tǒng)框架角及高速轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速信息計(jì)算得到.記磁力矩器產(chǎn)生的磁矩為M，磁卸載力矩為TM，一般采用叉乘規(guī)律產(chǎn)生磁距[4]:

此處，k＞0是增益系數(shù)，則作用在航天器上的力矩為:

當(dāng)B⊥ΔH時(shí)，則 TM=-kΔH，可知磁力矩總是使積累的角動量減少.當(dāng)B不垂直ΔH時(shí)，為了限制不利部分，一般要求|b·Δh|＜ε(ε為設(shè)計(jì)可選的閾值)時(shí)才進(jìn)行磁卸載，b與Δh分別為 B與 ΔH方向的單位矢量.

4 故障診斷與重構(gòu)

姿態(tài)控制系統(tǒng)的故障診斷一般分兩級進(jìn)行:一是部件級自檢，它提供部件工況及數(shù)據(jù)的有效性等信息;二是由系統(tǒng)方面進(jìn)行檢測，主要利用相關(guān)量信息的一致性以及執(zhí)行效果與期望值進(jìn)行比較等進(jìn)行診斷，考慮的因素較多，需要一定時(shí)間.部件故障診斷由部件自檢及系統(tǒng)檢測相結(jié)合進(jìn)行.

SGCMG系統(tǒng)故障定位可以由星上自主故障診斷及地面通過遙測信息判斷獲得，當(dāng)SGCMG系統(tǒng)出現(xiàn)故障時(shí)需要進(jìn)行SGCMG系統(tǒng)重構(gòu)，在控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)在SGCMG選型、姿態(tài)控制等多個(gè)方面都充分考慮了SGCMG系統(tǒng)重構(gòu)設(shè)計(jì).對SGCMG系統(tǒng)具體工程應(yīng)用，要求在一部分SGCMG出現(xiàn)故障時(shí)，具有一定的可容性，SGCMG系統(tǒng)仍能保持適當(dāng)?shù)墓ぷ餍阅?，能夠產(chǎn)生輸出力矩對航天器姿態(tài)進(jìn)行控制，達(dá)到這一目標(biāo)的前提是能夠診斷并定位SGCMG系統(tǒng)的故障并對其他 SGCMG進(jìn)行重構(gòu)，對故障的SGCMG斷電，使其滑行減速.根據(jù)對動量輪故障診斷的經(jīng)驗(yàn)，采用基于力學(xué)原理方法對SGCMG進(jìn)行診斷與定位.

當(dāng)SGCMG系統(tǒng)某一個(gè)或幾個(gè)出現(xiàn)故障，剩余的SGCMG系統(tǒng)組成新的系統(tǒng)，其角動量包絡(luò)、奇異面的形狀和特性都發(fā)生了相應(yīng)的變化，而且回避奇異、動量管理問題也更加嚴(yán)重和突出.解決的方法有兩個(gè)方面，一方面是在 SGCMG系統(tǒng)的組成上，對SGCMG的數(shù)量和構(gòu)形進(jìn)行分析，在保證冗余的前提下，得到最佳的SGCMG的組成選擇.另一方面是從系統(tǒng)軟件實(shí)現(xiàn)方面考慮故障的判斷、檢測和相應(yīng)的控制律的切換.

在控制器設(shè)計(jì)時(shí)選擇具有一定自適應(yīng)能力的控制器，在一個(gè)或二個(gè) SGCMG出現(xiàn)故障后，SGCMG的操縱律和卸載律無需作大的變化，只需在操縱律中，將故障SGCMG產(chǎn)生控制力矩的相關(guān)項(xiàng)剔除，其余的SGCMG系統(tǒng)(由未故障的SGCMG組成)自動進(jìn)行重構(gòu)，產(chǎn)生輸出力矩控制航天器姿態(tài).

5 姿態(tài)機(jī)動及數(shù)學(xué)仿真

天宮一號目標(biāo)飛行器軌道高度約350km，軌道傾角約42°，質(zhì)量約8500kg.在天宮一號目標(biāo)飛行器三軸對地飛行過程中，空間環(huán)境干擾力矩(氣動力矩、重力梯度力矩、剩磁力矩、太陽光壓力矩)相對較小，姿態(tài)控制所需的控制力矩較小，SGCMG框架角短時(shí)間內(nèi)基本保持不變，在磁卸載的作用下，角動量能完全卸載，不存在角動量飽和問題.由于框架角短時(shí)間內(nèi)基本保持不變，因此也不易陷入奇異.在姿態(tài)機(jī)動期間，SGCMG系統(tǒng)角動量、框架角變化范圍均較大，框架構(gòu)形容易接近奇異狀態(tài).對SGCMG控制律及操縱律的考核主要體現(xiàn)在姿態(tài)機(jī)動性能上，要求使用六個(gè)SGCMG及五個(gè)SGCMG(假定失效一個(gè))均能完成所有姿態(tài)機(jī)動任務(wù)，姿態(tài)機(jī)動期間要考慮SGCMG所能提供的控制力矩、角動量容量限制、奇異回避、姿態(tài)控制精度約束、機(jī)動時(shí)間約束等問題.本文主要對天宮一號目標(biāo)飛行器姿態(tài)機(jī)動過程進(jìn)行分析.

天宮一號目標(biāo)飛行器的姿態(tài)機(jī)動主要有如下兩個(gè)方面:

(1)偏航180°姿態(tài)機(jī)動

偏航180°姿態(tài)機(jī)動主要用于降軌前后的調(diào)姿以及在偏航180°狀態(tài)下配合飛船進(jìn)行交會對接.

(2)連續(xù)偏航機(jī)動

記太陽矢量(由目標(biāo)飛行器指向太陽方位的單位矢量)與軌道面夾角為βn，天宮一號目標(biāo)飛行器采用單自由度太陽電池翼，三軸對地姿態(tài)下太陽電池翼平面法線與太陽矢量的最小夾角即為βn.對于天宮一號目標(biāo)飛行器的運(yùn)行軌道，βn變化范圍較大，當(dāng)βn大于一定角度后，能源供應(yīng)不足，可采用偏航機(jī)動的方法解決該問題，通過機(jī)動合適的偏航角度ψr，再驅(qū)動太陽電池翼到合適方位，可實(shí)現(xiàn)太陽電池翼平面法線完全對準(zhǔn)太陽.由于太陽方位相對目標(biāo)飛行器緩慢變化，所需的偏航機(jī)動角度ψr也隨之變化，目標(biāo)飛行器處于連續(xù)偏航機(jī)動狀態(tài).

5.1 姿態(tài)機(jī)動控制律設(shè)計(jì)

對于大角度的姿態(tài)機(jī)動，一般采用跟蹤期望軌跡的方法實(shí)現(xiàn).

針對偏航180°姿態(tài)機(jī)動，考慮到 SGCMG系統(tǒng)的最大角動量包絡(luò)限制，姿態(tài)機(jī)動時(shí)必須限制最大機(jī)動角速度，因此將機(jī)動過程規(guī)劃為加速、勻速、減速三段，規(guī)劃出的姿態(tài)角速度及姿態(tài)角如圖4所示:

圖4 偏航機(jī)動軌跡示意圖

圖中t0為姿態(tài)機(jī)動起始時(shí)刻，t1為姿態(tài)機(jī)動加速結(jié)束時(shí)刻，t2為勻速運(yùn)動結(jié)束時(shí)刻，t3為機(jī)動結(jié)束時(shí)刻.

采用勻加速、勻減速方式，根據(jù)機(jī)動過程的控制力矩、時(shí)間約束合理設(shè)定機(jī)動角加速度 am，根據(jù)角動量最大允許值設(shè)定最大機(jī)動角速度˙ψm，則加速段時(shí)間、減速段時(shí)間、勻速段時(shí)間均可得到.

加速段時(shí)間tα為:

勻速段時(shí)間tβ為:

根據(jù)姿態(tài)機(jī)動角加速度am、機(jī)動角速度˙ψm、加速段時(shí)間tα、勻速段時(shí)間 tβ即可規(guī)劃姿態(tài)機(jī)動過程的目標(biāo)姿態(tài)角ψr及目標(biāo)姿態(tài)角速度˙ψr.

姿態(tài)機(jī)動采用PD控制，為減小跟蹤誤差，提高跟蹤精度，在加速段及減速段增加前饋補(bǔ)償，補(bǔ)償力矩如下:

其中Ib為天宮一號目標(biāo)飛行器慣量矩陣，Abr為本體系相對參考系的方向余弦矩陣，˙ωri為參考系相對于慣性系的角加速度，Tb即為所需的前饋補(bǔ)償力矩.

針對天宮一號目標(biāo)飛行器連續(xù)偏航機(jī)動，根據(jù)太陽矢量(記太陽矢量在軌道系的表示為[Sox，Soy，Soz]′)在目標(biāo)飛行器軌道系的變化規(guī)律，偏航機(jī)動目標(biāo)姿態(tài)角及目標(biāo)姿態(tài)角速度是確定的，其中偏航機(jī)動目標(biāo)姿態(tài)角ψr為:

對ψr求導(dǎo)即可得到偏航機(jī)動目標(biāo)角速度˙ψr及目標(biāo)角加速度¨ψr.由于天宮一號目標(biāo)飛行器處于連續(xù)偏航機(jī)動過程中，因此其角動量呈現(xiàn)周期性波動，最大角動量取決于偏航機(jī)動目標(biāo)角速度˙ψr及目標(biāo)飛行器偏航軸的慣量.在SGCMG角度量容量選擇時(shí)，已考慮到偏航機(jī)動的需求，角動量包絡(luò)大于偏航機(jī)動期間角度量波動范圍.

連續(xù)偏航機(jī)動采用PID控制，為提高姿態(tài)機(jī)動跟蹤精度，增加形如式(12)的前饋補(bǔ)償力矩.

5.2 數(shù)學(xué)仿真

以天宮一號目標(biāo)飛行器為對象進(jìn)行數(shù)學(xué)仿真，仿真條件:軌道高度 350km，軌道傾角 42°，質(zhì)量8500kg.以下分別進(jìn)行了六個(gè) SGCMG以及五個(gè)SGCMG(假定一個(gè)失效)的姿態(tài)機(jī)動仿真.

圖5～圖7為采用六個(gè) SGCMG偏航180°姿態(tài)機(jī)動的仿真曲線，圖8～圖10為采用六個(gè) SGCMG連續(xù)偏航機(jī)動的仿真曲線，圖11～圖13為采用五個(gè)SGCMG偏航180°姿態(tài)機(jī)動的仿真曲線，圖14～圖16為采用五個(gè)SGCMG連續(xù)偏航機(jī)動的仿真曲線.受角動量容量限制，使用6個(gè)SGCMG偏航180°姿態(tài)機(jī)動時(shí)角速度限制設(shè)計(jì)為0.4(°)/s，使用5個(gè)SGCMG偏航180°姿態(tài)機(jī)動時(shí)角速度限制設(shè)計(jì)為0.3(°)/s，均能滿足實(shí)際應(yīng)用需求.

目標(biāo)飛行器實(shí)際在軌飛行時(shí)多次進(jìn)行偏航180°姿態(tài)機(jī)動及連續(xù)偏航機(jī)動，飛行結(jié)果與數(shù)學(xué)仿真結(jié)果相近，在姿態(tài)機(jī)動過程中均由 SGCMG進(jìn)行姿態(tài)控制，SGCMG系統(tǒng)角動量未飽和、也未陷入奇異.數(shù)學(xué)仿真及實(shí)際飛行結(jié)果均表明，對于五棱錐構(gòu)形及帶零運(yùn)動的魯棒偽逆操縱律，在一個(gè) SGCMG失效時(shí)，仍具有較好的操控性.

圖5 偏航180°姿態(tài)機(jī)動過程姿態(tài)角變化曲線(六個(gè)SGCMG)

圖6 偏航180°姿態(tài)機(jī)動過程姿態(tài)角速度變化曲線(六個(gè)SGCMG)

圖7 偏航180°姿態(tài)機(jī)動過程SGCMG框架角速度變化曲線(六個(gè)SGCMG)

圖8 連續(xù)偏航機(jī)動姿態(tài)角變化曲線(六個(gè)SGCMG)

圖9 連續(xù)偏航機(jī)動姿態(tài)角速度變化曲線(六個(gè)SGCMG)

圖10 連續(xù)偏航機(jī)動SGCMG框架角速度變化曲線(六個(gè)SGCMG)

圖11 偏航180°姿態(tài)機(jī)動過程姿態(tài)角變化曲線(五個(gè)SGCMG)

圖12 偏航180°姿態(tài)機(jī)動過程姿態(tài)角速度變化曲線(五個(gè)SGCMG)

圖13 偏航180°姿態(tài)機(jī)動過程SGCMG框架角速度變化曲線(五個(gè)SGCMG)

圖14 連續(xù)偏航機(jī)動姿態(tài)角變化曲線(五個(gè)SGCMG)

圖15 連續(xù)偏航機(jī)動姿態(tài)角速度變化曲線(五個(gè)SGCMG)

圖16 連續(xù)偏航機(jī)動SGCMG框架角速度變化曲線(五個(gè)SGCMG)

6 結(jié)束語

本文從SGCMG系統(tǒng)的構(gòu)形選擇、操縱律設(shè)計(jì)、角動量卸載、故障診斷與重構(gòu)四個(gè)方面對單框架控制力矩陀螺在天宮一號目標(biāo)飛行器上的應(yīng)用進(jìn)行了闡述.隨著航天器的性能要求越來越高，對于具有特殊需求(例如高精度的地球觀測、空間觀測，快速機(jī)動)的航天器，控制力矩陀螺的應(yīng)用將會更加廣泛.單框架控制力矩陀螺在天宮一號目標(biāo)飛行器上的成功應(yīng)用將為SGCMG在中國空間站的設(shè)計(jì)與應(yīng)用打下良好的基礎(chǔ).

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The App lication of Control M om ent Gyro in Attitude Control of Tiangong-1 Spacecraft

ZHANG Zhifang1，2，DONGWenqiang1，2，ZHANG Jinjiang1，2，HE Yingzi1，2
(1.Beijing Institute of Control Engineering， Beijing 100190，China;2.Science and Technology on Space Intelligent Control Laboratory，Beijing 100190，China)

According to the characteristics of Tiangong-1 spacecraft and the demand for rendezvous and docking mission，the single-gambal control moment gyro is used as the attitude control actuator of Tiangong-1 spacecraft.This is the first application of controlmoment gyro in the domestic spacecraft.The application of the controlmoment gyro in Tiangong-1 spacecraft is presented in this paper，which mainly includes 4 aspects:configuration， steering law， angular momentum unloading and fault diagnosis and reconfiguration.The configuration adopted by the controlmoment gyro system of Tiangong-1 spacecraft is the pentagonal pyram id configuration.The pseudo inverse steering law with zero motion is adopted.The fault diagnosis and reconfiguration is designed for the controlmoment gyro system.

Tiangong-1 spacecraft;single-gambal controlmoment gyro;attitude control;steering law

V249

A

1674-1579(2011)06-0052-08

DO I:10.3969/j.issn.1674-1579.2011.06.009

2011-09-03

張志方(1979—)，男，湖北人，高級工程師，研究方向?yàn)楹教炱髯藨B(tài)控制(e-mail:internettm@163.com).