一种用于反作用轮欠驱动配置的优化方法技术

一种用于反作用轮欠驱动配置的优化方法，根据安装两个反作用轮的航天器动力学方程，确定出两个反作用轮在控制系统中的驱动欧拉面和欠驱动欧拉轴；并根据任务需求，通过姿态控制误差四元素及欠驱动欧拉轴和驱动欧拉面建立反作用轮欠驱动配置优化模型；再利用模型进行优化确定出反作用轮的最优安装角度，方法流程清晰，能有效提高航天器控制系统运行的自主能力，并节约航天器控制系统设计成本。

【技术实现步骤摘要】
一种用于反作用轮欠驱动配置的优化方法
本专利技术涉及一种用于反作用轮欠驱动配置的优化方法，属于航天控制

技术介绍
反作用轮是航天器控制系统中较常用的一种执行机构，对反作用轮进行欠驱动配置优化研究具有重要的工程意义。一方面，对反作用轮进行欠驱动情配置优化可以有效提高航天器的自主运行能力，在故障的时候仍然能够保证航天器的正常运行，另一方面，也可以有效的节约航天器控制系统的设计成本，在航天器控制系统设计时专门采用欠驱动进行控制。目前，针对欠驱动情况进行反作用轮配置优化的研究相对欠缺，且主要集中在欠驱动控制算法上。因此，如何进行反作用轮的欠驱动配置优化使其能够具有较大的执行控制能力和较好的控制效果，这是目前首先需要解决的问题。
技术实现思路
本专利技术解决的技术问题是：针对目前现有技术中，缺少对反作用轮配置优化的研究，欠驱动控制算法研究较少，难以实现航天器较好执行控制能力的问题，提出了一种用于反作用轮欠驱动配置的优化方法。本专利技术解决上述技术问题是通过如下技术方案予以实现的：一种用于反作用轮欠驱动配置的优化方法，步骤如下：(1)根据反作用轮安装所需航天学动力学方程，确定两个反作用轮于航天器控制系统中对应的驱动欧拉面及欠驱动欧拉轴；(2)根据航天器任务需求确定航天器姿态控制误差四元素；(3)根据姿态控制误差四元素与欠驱动欧拉轴矢量的夹角、驱动欧拉面构建反作用轮欠驱动配置优化模型；(4)于反作用轮安装夹角限制约束范围内，根据反作用轮欠驱动配置优化模型确定两个反作用轮的最优安装夹角。所述步骤(1)中，反作用轮于航天器控制系统中对应的驱动欧拉面及欠驱动欧拉轴的确定方法具体为：n1＝[sin(β1)cos(α1)；cos(β1)；sin(β1)sin(α1)]∈R3n2＝[sin(β2)cos(α2)；cos(β2)；sin(β2)sin(α2)]∈R3h＝[h1；h2]∈R2S＝||n1×n2||式中，J∈R3×3为航天器的转动惯量矩阵；ω∈R3为航天器在本体坐标系(O-XYZ)下的角速度；n1为第一反作用轮于本体坐标系下的安装单位矢量，β1为第一反作用轮的安装轴线与本体坐标系俯仰轴(O-Y轴)的夹角，β1∈[0,π/2]，α1为第一反作用轮的安装轴线于本体坐标系0-XZ平面内与本体坐标系滚动轴(O-X轴)的夹角，α1∈[0,2π]；n2为第二反作用轮于本体坐标系下的安装单位矢量，β2为第二反作用轮的安装轴线与本体坐标系俯仰轴(O-Y轴)的夹角，β2∈[0,π/2]，α2为第二反作用轮的安装轴线于本体坐标系0-XZ平面内与本体坐标系滚动轴(O-X轴)的夹角，α2∈[0,2π]；h为第一反作用轮与第二反作用轮产生的角动量总和，h1为第一反作用轮所提供的角动量，h2为第二反作用轮所提供的角动量；为的反对称矩阵，为的反对称矩阵，为反作用轮欠驱动欧拉轴；S为n1,n2所围成的反作用轮的驱动欧拉面的面积。所述步骤(2)中，所述航天器姿态控制误差四元素的计算方法具体为：式中，e＝[e1；e2；e3；e4]为航天器姿态控制误差四元素，q＝[q1；q2；q3；q4]为航天器目前姿态四元素，qc＝[qc1；qc2；qc3；qc4]为航天器期望姿态四元素。所述步骤(3)中，所述反作用轮欠驱动配置优化模型具体为：其中，ξ为姿态误差四元素矢量er＝[e1；e2；e3]与欠驱动欧拉轴矢量的夹角，er＝[e1；e2；e3]；为欠驱动欧拉轴；S为两个反作用轮驱动欧拉面的面积，||||为对向量进行取模处理，||为对数值进行绝对值处理。所述步骤(4)中，反作用轮安装夹角限制约束范围具体为：f(α1)<0f(α2)<0f(β1)<0f(β2)<0式中，f()为对α1,α2,β1,β2四个角度进行约束限制，根据具体任务需求确定。所述步骤(4)中，两个反作用轮的最优安装夹角的确定方法为：其中，满足限制约束条件的最优的α1,α2,β1,β2，使得J取得最大。所述本体坐标系以卫星的质心O为中心，以卫星飞行的方向为X轴，以卫星质心指向地球质心的方向为Z轴，X,Y,Z构成右手直角坐标系。本专利技术与现有技术相比的优点在于：(1)本专利技术提供的一种用于反作用轮欠驱动配置的优化方法，通过从欠驱动层面进行配置优化及算法优化，有效的提高航天器控制系统运行的自主能力，同时综合考虑到欠驱动控制的本质，使反作用轮在配置时具有较大的驱动欧拉面，并且使姿态控制误差四元素矢量尽可能的远离欠驱动轴，从而可以有效的提高了反作用轮姿态控制的能力和控制效果；(2)本专利技术有效的节约航天器控制系统的设计成本，解决了目前反作用轮配置优化只考虑正常情况的问题，优化方法设计步骤清晰，物理意义明确，易于工程实现，为目前反作用轮普遍根据经验和继承进行配置优化的情况提供了理论依据。附图说明图1为专利技术反作用轮欠驱动配置优化方法流程示意图；具体实施方式一种用于反作用轮欠驱动配置的优化方法，通过先确定反作用轮在航天器控制系统中对应的驱动欧拉面及欠驱动欧拉轴，同时求出航天器姿态控制误差四元素，再根据所得数据构建优化模型，利用优化模型确定两个反作用轮的最优安装夹角，如图1所示，具体步骤如下：第一步，根据安装两个反作用轮的航天器动力学方程，确定出两个反作用轮的驱动欧拉面和欠驱动欧拉轴；在这里设航天器控制系统角动量为零，则安装两个反作用轮的航天器动力学方程可以表示为：其中，J∈R3×3为航天器的转动惯量矩阵；ω∈R3为航天器的角速度在本体坐标系下的描述；n1＝[sin(β1)cos(α1)；cos(β1)；sin(β1)sin(α1)]∈R3为第一反作用轮在本体坐标系的安装单位矢量，β1为第一反作用轮的安装轴线与俯仰轴(O-y)所成的夹角，β1∈[0,π/2]；α1为第一反作用轮的安装轴线在O-xz平面内与滚动轴(O-x)的夹角，α1∈[0,2π]；n2＝[sin(β2)cos(α2)；cos(β2)；sin(β2)sin(α2)]∈R3为第二反作用轮在本体坐标系的安装单位矢量，β2为第二反作用轮的安装轴线与俯仰轴(O-y)所成的夹角，β2∈[0,π/2]；α2为第二反作用轮的安装轴线在O-xz平面内与滚动轴(O-x)的夹角，α2∈[0,2π]；h＝[h1；h2]∈R2为第一反作用轮和第二反作用轮所提供的角动量，h1为第一反作用轮所提供的角动量，h2为第二反作用轮所提供的角动量；对上述的航天器动力学方程进行变形，可得：此时，令||||为对向量进行取模处理，为的反对称矩阵，n1,n2所围成的反作用轮的驱动欧拉面，计算公式为：S＝||n1×n2||；第二步，根据航天器控制系统设计的目标，本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种用于反作用轮欠驱动配置的优化方法，其特征在于步骤如下：/n(1)根据反作用轮安装所需航天学动力学方程，确定两个反作用轮于航天器控制系统中对应的驱动欧拉面及欠驱动欧拉轴；/n(2)根据航天器任务需求确定航天器姿态控制误差四元素；/n(3)根据姿态控制误差四元素与欠驱动欧拉轴矢量的夹角、驱动欧拉面构建反作用轮欠驱动配置优化模型；/n(4)于反作用轮安装夹角限制约束范围内，根据反作用轮欠驱动配置优化模型确定两个反作用轮的最优安装夹角。/n

【技术特征摘要】
1.一种用于反作用轮欠驱动配置的优化方法，其特征在于步骤如下：
(1)根据反作用轮安装所需航天学动力学方程，确定两个反作用轮于航天器控制系统中对应的驱动欧拉面及欠驱动欧拉轴；
(2)根据航天器任务需求确定航天器姿态控制误差四元素；
(3)根据姿态控制误差四元素与欠驱动欧拉轴矢量的夹角、驱动欧拉面构建反作用轮欠驱动配置优化模型；
(4)于反作用轮安装夹角限制约束范围内，根据反作用轮欠驱动配置优化模型确定两个反作用轮的最优安装夹角。


2.根据权利要求1所述的一种用于反作用轮欠驱动配置的优化方法，其特征在于：所述步骤(1)中，反作用轮于航天器控制系统中对应的驱动欧拉面及欠驱动欧拉轴的确定方法具体为：



n1＝[sin(β1)cos(α1)；cos(β1)；sin(β1)sin(α1)]∈R3
n2＝[sin(β2)cos(α2)；cos(β2)；sin(β2)sin(α2)]∈R3
h＝[h1；h2]∈R2









S＝||n1×n2||
式中，J∈R3×3为航天器的转动惯量矩阵；ω∈R3为航天器在本体坐标系(O-XYZ)下的角速度；n1为第一反作用轮于本体坐标系下的安装单位矢量，β1为第一反作用轮的安装轴线与本体坐标系俯仰轴(O-Y轴)的夹角，β1∈[0,π/2]，α1为第一反作用轮的安装轴线于本体坐标系0-XZ平面内与本体坐标系滚动轴(O-X轴)的夹角，α1∈[0,2π]；n2为第二反作用轮于本体坐标系下的安装单位矢量，β2为第二反作用轮的安装轴线与本体坐标系俯仰轴(O-Y轴)的夹角，β2∈[0,π/2]，α2为第二反作用轮的安装轴线于本体坐标系0-XZ平面内与本体坐标系滚动轴(O-X轴)的夹角，α2∈[0,2π]；h为第一反作用轮与第二反作用轮产生的角动量总和，h1为第一反作用轮所提供的角动量，h2为第二反作用轮所提供的角动量；为...

【专利技术属性】
技术研发人员：冯佳佳，王佐伟，杨扬，刘伟杰，崔振，王春元，严嵘，
申请(专利权)人：北京控制工程研究所，
类型：发明
国别省市：北京;11