基于双框架变速控制力矩陀螺的航天器姿态控制

基于双框架变速控制力矩陀螺的航天器姿态控制研究

 

　　随着空间技术的快速发展，许多空间任务对航天器的姿态机动能力有更高的要求，快速、稳定、高精度的姿态控制系统成为空间技术的重要研究方向。

　　目前用于卫星姿态机动主动控制的执行机构类型主要有推力器、反作用飞轮、控制力矩陀螺等。控制力矩陀螺包括单框架控制力矩陀螺(SGCMG)和双框架控制力矩陀螺(DGCMG)。如果转子转速可变，两者又可变为变速控制力矩陀螺(VSCMG)和双框架变速控制力矩陀螺(DGV)。控制力矩陀螺的工作原理是，高速转子(以下也称飞轮)自转轴方向绕框架轴转动，引起飞轮自转角动量进动而输出力矩。相比RW，CMG的输出力矩则大得多，且响应速度更快，功耗更低且使用寿命长。控制力矩陀螺的这些优点，使其成为最有前景的航天器姿态执行机构，并在国内外的许多航天器系统中(如“ISS”和天宫一号等)得到应用。

　　基于双框架变速控制力矩陀螺的航天器姿态控制研究

　　本文将航天器本体部分视作刚体，由于控制力矩陀螺框架连同转子相对于上述部分发生转动，所以以控制力矩陀螺系统作为执行机构的刚体航天器为多刚体系统。基于此，本文拟采用矢量力学建模方法。此外，本文研究中还做出如下假设：假设DGV的框架、转子质量均匀分布，安装也完全对称。因此，DGV的内外框架及转子质心重合，即为DGV的质心，由此得出基于DGV的航天器系统质心位置保持不变。

　　

　　基于双框架变速控制力矩陀螺的航天器姿态控制研究

　　矩阵[AB]表示坐标系A相对于B的方向余弦，表示绕某一固定轴旋转角度的旋转矩阵。外框架坐标系(F系)到内框架坐标系(G系)，内框架坐标系(G系)到转子坐标系(H系)的欧拉角分别为ψ和θ，其旋转轴分别为

　　基于双框架变速控制力矩陀螺的航天器姿态控制研究

　　本文中.左上标表示坐标系，右上标表示坐标原点。

　　坐标系之间的转换矩阵如下：

　　由于四元数在描述刚体转动时有以下优点：不包含三角函数、运算简单、没有奇点等，所以文中采用四元数作为姿态描述参数，基于四元数的航天器姿态运动方程为：

 

　　从基于DGV的航天器系统动力学模型中我们可以看出，DGV的输出力矩是三维的，而其他附加项对航天器本体的作用也是在三维，所以，必须设计稳定的控制律，以实现航天器的三维姿态机动。本节的主要目标就是，根据Lyapunov稳定理论，设计一种稳定的控制律，能实现航天器跟踪期望的姿态轨迹。