隨著衛(wèi)星應(yīng)用技術(shù)的發(fā)展,快速機動能力已成為遙感衛(wèi)星的基本功能需求.快速機動對控制系統(tǒng)執(zhí)行機構(gòu)的力矩輸出能力和力矩輸出精度均提出了很高要求.目前,快速機動可以選用推力器,也可以選用控制力矩陀螺[1],但從壽命、質(zhì)量、可靠性以及成熟度等方面綜合考量,固定安裝的動量輪以其良好的技術(shù)基礎(chǔ)、成熟的使用方法在完成快速機動任務(wù)方面得到了廣泛應(yīng)用[2-5].
本文提出了一種動量輪混合配置策略,選用4個0.5N·m大力矩動量輪和4個0.1N·m小力矩動量輪.執(zhí)行機構(gòu)主份采用4個大力矩動量輪,用于完成快速機動及控制任務(wù),備份采用4個更為成熟的小力矩動量輪在故障重構(gòu)時使用,從而提高整個輪系的可靠性.本文給出了在故障重構(gòu)且維持整星零動量情況下,混合輪系中各動量輪標(biāo)稱角動量的分配方法,重構(gòu)后單軸能夠輸出的最大力矩以及分配矩陣算法.
考慮衛(wèi)星控制系統(tǒng)的可靠性,采用4個大力矩動量輪和4個小力矩動量輪作為控制系統(tǒng)執(zhí)行機構(gòu),大力矩動量輪最大可以提供0.5N·m的控制力矩,小力矩動量輪最大可以提供0.1N·m的力矩,兩種動量輪可以提供的最大角動量均為25N·m·s.
8個動量輪采用塔形結(jié)構(gòu),每個動量輪自身標(biāo)稱角動量方向與衛(wèi)星-y軸夾角均為45°,動量輪在衛(wèi)星xoz面上均勻分布,其中標(biāo)號為1,2,3,4的動量輪為大力矩動量輪,標(biāo)號為5,6,7,8的動量輪為小力矩動量輪,安裝示意圖如圖1所示.動量輪自身標(biāo)稱角動量方向在衛(wèi)星本體坐標(biāo)系的分量如式(1)所示.
圖1 混合輪系8個動量輪在衛(wèi)星本體上的安裝
(1)
8個動量輪在衛(wèi)星3個軸上的角動量分量矩陣為H,H矩陣中第1~8列,分別表示標(biāo)號為1~8的動量輪角動量在衛(wèi)星3個本體軸上的分量.
衛(wèi)星正常工作時采用4個大力矩動量輪,整星構(gòu)成零動量.當(dāng)大力矩動量輪中的一個或幾個故障時,可以采用小力矩動量輪代替.
為了討論方便,約定符號定義如下:
hwi:表示i號動量輪角動量,i=1,2,…,8;
h:表示整星角動量矢量;
A:表示動量輪系角動量矢量轉(zhuǎn)換為在整星角動量矢量的轉(zhuǎn)換矩陣;
D:表示三軸力矩分配在各動量輪上的力矩分配矩陣;
T1,T2,T3,T4:表示4個輪子的力矩輸出分配;
Tx,Ty,Tz:表示輪系能夠提供的三軸力矩輸出;
TMi:表示i號動量輪能夠提供的最大力矩輸出.
對于混合輪系故障重構(gòu),主要考慮兩個原則:
一是輪系重構(gòu)后要計算整星零動量下各輪標(biāo)稱角動量,標(biāo)稱角動量的選取應(yīng)避免輪子轉(zhuǎn)速偏離原標(biāo)稱轉(zhuǎn)速過大,使動量輪控制容量受到限制,也避免轉(zhuǎn)速在0附近[6-7],影響使用壽命;
二是計算動量輪力矩分配矩陣時,要考慮某個動量輪飽和時,在控制軸方向能提供最大力矩.
1.3.1 混合輪系配置計算
矩陣D表示力矩分配矩陣,D陣采用偽逆計算:
D=AT(AAT)-1
(2)
則hw=Dh.
顯然,對于1~4號輪子的安裝構(gòu)型,在整星零動量時,其標(biāo)稱角動量大小一樣,可以1、3號動量輪正轉(zhuǎn),2、4號動量輪反轉(zhuǎn).
1.3.2 混合輪系故障重構(gòu)方法
如果1~4號動量輪中有輪子故障,可以選用5~8號相應(yīng)動量輪替換.例如:
1號故障,可以選擇5~8號中的任何一個替代;
1、2號故障,可以選用5~8號中的任何兩個替代;
1、3號故障,也可以選用5~8號中的任何兩個替代;
可見,故障重構(gòu)的方式有很多種,可以根據(jù)重構(gòu)方法,計算出替代方案下各動量輪的標(biāo)稱角動量,以及所能提供的各軸最大力矩,從中選取最優(yōu)方案,完成輪系故障重構(gòu).
1.3.2.1 混合輪系標(biāo)稱角動量計算
在故障重構(gòu)時,不管怎么替換,只考慮4個動量輪工作的情況.對于被替換的動量輪,把A陣中的相應(yīng)列替換為動量輪在H陣中的相應(yīng)列,得到故障重構(gòu)后新的A陣.
要實現(xiàn)整星零動量,需滿足h=Ahw=0.
(2)
由此可得4個工作的動量輪之間的比例關(guān)系,確定一個動量輪的標(biāo)稱轉(zhuǎn)速后,要保持整星零動量,就得到了其他3個動量輪的標(biāo)稱轉(zhuǎn)速.
1.3.2.2 混合輪系提供的最大控制力矩計算
本文研究的混合輪系如1.1節(jié)所述,由于1~4號動量輪最大可以提供0.5N·m力矩,5~8號動量輪最大可以提供0.1N·m力矩,如果主份1~4號動量輪有故障情況發(fā)生,需要用5~8號動量輪頂替,這時,繼續(xù)采用偽逆計算方法計算力矩分配矩陣D,可能在某軸輸出力矩很小時就有輪子飽和.
由于是4個輪子輸出力矩,合成三個軸的力矩輸出,因此存在一個方向自由度,也就是說可以有多種力矩分配陣,只要滿足AD為單位陣即可.下面給出了一種力矩分配矩陣計算方法,利用這種方法,可以求出針對上述混合動量輪系輸出最大力矩的分配矩陣,也可以推廣到其他構(gòu)型的混合輪系使用.
由于AD為單位陣,因此:
分析第一個公式(其他兩個式子后續(xù)分析方法相同):
可得:
記為:
(3)
可以看出,d11可以任意選取.
根據(jù)上述原理,d11作為變量時確定出x軸輸出的最大力矩:
Tx=min(max(Tx1,Tx2),
max(Tx1,Tx3),max(Tx1,Tx4))
同時確定出d11,根據(jù)式(3)可以確定出d21、d31、d41.
具體求解最大力矩過程中,還需要考慮xi1、xi2是否為0等具體情況,但原理均為上述方法,可以具體問題具體分析.
其他兩個軸可以同樣考慮,利用類似的方法得到D陣的另外兩列.
根據(jù)上述方法,編制程序,按照混合輪系故障重構(gòu)的最優(yōu)原則,迅速計算出力矩分配陣D,同時確定出每軸可以提供的最大力矩.
根據(jù)上述方法,計算了1號動量輪故障,分別用5~8號動量輪替換的結(jié)果;計算了1、2號動量輪故障,用5~8號中任意兩個動量輪替換的結(jié)果;同時計算了1、3號輪子故障后,用5~8號中任意兩個動量輪替換的結(jié)果,具體計算結(jié)果見表1至表3.可以根據(jù)計算結(jié)果,選擇最優(yōu)的重構(gòu)方案.
表1 動量輪1故障后輪系重構(gòu)計算結(jié)果
表2 動量輪1、2故障后輪系重構(gòu)計算結(jié)果
續(xù)表
表3 動量輪1、3故障后輪系重構(gòu)計算結(jié)果
如果選用直接偽逆計算,例如對于1號動量輪故障,選用5號代替,得到的力矩分配矩陣為
由于5號動量輪的飽和力矩是0.1N·m,因此三軸可提供的最大力矩為:
顯然,直接用偽逆計算得到的分配矩陣,其提供的三軸力矩,遠小于本文計算方法所得結(jié)果.后續(xù)多輪故障重構(gòu)也有類似結(jié)論.
根據(jù)計算結(jié)果,可以得到如下重構(gòu)策略:
對于輪子1故障,可以優(yōu)先選用相鄰的輪5或輪8代替.若用輪6或輪7替換輪1,會造成其中的一個輪子標(biāo)稱角動量較低.
對于輪子1、2故障,從力矩輸出和標(biāo)稱角動量方面考慮,可以優(yōu)先選用輪子5、6或5、8或6、8來替換.
對于輪子1、3故障,從力矩輸出和標(biāo)稱角動量方面考慮,可以優(yōu)先選用輪子5、7或5、8或6、7或6、8來替換.
對于其他類似的單個輪子或兩個輪子故障,可以通過相同方法,得到輪系重構(gòu)的替換方案.
本文給出了一種混合輪系基于單軸輸出最大力矩的故障重構(gòu)力矩分配矩陣計算方法,給出了重構(gòu)后保持整星零動量時各輪標(biāo)稱角動量計算方法,同時進行了一個輪子或兩個輪子故障后的各種重構(gòu)計算,給出了優(yōu)選的重構(gòu)方法,這些計算方法可以推廣到其他構(gòu)型的混合輪系使用,在實際工程應(yīng)用中具有很強的參考意義.
參 考 文 獻
[1]劉剛,李傳江,馬廣富,黃靜. 應(yīng)用SGCMG的衛(wèi)星姿態(tài)快速機動控制[J] 航空學(xué)報, 2011, 32(10): 1905-1913
Liu G, Li C J, Ma G F, Huang J. Time efficient controller design for satellite attitude maneuvers using SGCMG[J].Acta Aeronautica ET Astronautica Sinica, 2011, 32(10): 1905-1913
[2]陳志明,劉海穎,王惠南,葉偉松. 采用動量輪及推進器的微小衛(wèi)星的姿態(tài)機動控制[J] 中國慣性技術(shù)學(xué)報, 2009, 19(5): 526-532
Chen Z M, Liu H Y, Wang H N, Ye W S. Attitude maneuver of micro-satellite using thruster plus bias momentum wheel[J]. Journal of Chinese Inertial Technology, 2009, 19(5):526-532
[3]陳新龍,楊滌,翟坤. 某型衛(wèi)星的零動量反作用輪姿態(tài)控制技術(shù)研究[C]. 第25屆中國控制會議, 哈爾濱, 2006
Chen X L, Yang D, Zhai K. Attitude control technology study based on zero momentum reaction wheels of a certain satellite[C].The 25thChinese Control Conference, Harbin, 2006
[4]張振民,李傲霜,楊滌. 月球探測器姿態(tài)大角度機動的反作用輪控制[J] 飛行力學(xué), 2003, 21(2): 53-55
Zhang Z M, Li A S, Yang D. Reaction wheels control for lunar probe attitude large angle slew[J]. Flight Dynamics, 2003, 21(2): 53-55
[5]Creamer G, Delahunt, Gates S P, et al. Attitude determination and control of Clementine during lunar mapping [J]. Journal of Guidance Control and Dynamics, 1996, 19(3):505-511
[6]John B S. Reaction wheel low-speed compensation using a dither signal [J]. Journal of Guidance Control and Dynamics, 1993, 16(4):617-622
[7]Tehrani E S, Khorasani K, Tafazoli S. Dynamic neural network-based estimator for fault diagnosis in reaction wheel actuator of satellite attitude control system[C]. The Internationl Joint Conference on Neural Networks (IJCNN), Montreal, QC, Canada, 31 July- 4 Aug, 2005
[8]章仁為.衛(wèi)星軌道姿態(tài)動力學(xué)與控制[M].北京:北京航空航天大學(xué)出版社,1998:270-278