研究了采用双框架控制力矩陀螺(Double Gimbaled Control Momentum Gyroscope,DGCMG)的敏捷卫星姿态/角动量联合控制问题,针对DGCMG的饱和奇异问题,提出了基于Lyapunov的姿态/角动量联合控制方法。首先,建立了采用两个平行构型DGCMG的...研究了采用双框架控制力矩陀螺(Double Gimbaled Control Momentum Gyroscope,DGCMG)的敏捷卫星姿态/角动量联合控制问题,针对DGCMG的饱和奇异问题,提出了基于Lyapunov的姿态/角动量联合控制方法。首先,建立了采用两个平行构型DGCMG的卫星姿态动力学模型,然后根据陀螺的力矩方程,通过可视化分析得出该构型只有内部隐奇异和饱和奇异两类奇异。隐奇异可以通过操纵律进行避免,而饱和奇异只能通过卸载方式来解决。为了避免采用推力器或磁力矩器等卸载方式带来的问题,设计了连续管理角动量的姿态/角动量联合控制器。此外,为了缩短系统的稳定时间,采用Sigmoid函数对控制器的参数选取进行了改进。该控制器完成敏捷卫星快速机动快速稳定任务的同时,还能连续调节角动量,达到姿态控制和角动量管理的折中。数值仿真结果验证了控制器的有效性。展开更多
主要研究敏捷航天器大角度姿态机动问题。首先,以SGCMG(Single Gimbal Control Momentum Gyroscope,单框架控制力矩陀螺)为执行机构,建立了基于四元数的航天器姿态机动数学模型;然后,针对SGCMG的奇异问题,研究了基于力矩输出和回避奇异...主要研究敏捷航天器大角度姿态机动问题。首先,以SGCMG(Single Gimbal Control Momentum Gyroscope,单框架控制力矩陀螺)为执行机构,建立了基于四元数的航天器姿态机动数学模型;然后,针对SGCMG的奇异问题,研究了基于力矩输出和回避奇异能力最优的联合操纵律;最后,基于敏捷航天器姿态误差模型和李雅普诺夫稳定理论设计了一种退步控制律。仿真结果表明,该控制方法能够很好地实现大角度机动目标并有效避免了SGCMG的奇异状态,满足姿态机动任务的控制精度和稳定度要求。展开更多
文摘研究了采用双框架控制力矩陀螺(Double Gimbaled Control Momentum Gyroscope,DGCMG)的敏捷卫星姿态/角动量联合控制问题,针对DGCMG的饱和奇异问题,提出了基于Lyapunov的姿态/角动量联合控制方法。首先,建立了采用两个平行构型DGCMG的卫星姿态动力学模型,然后根据陀螺的力矩方程,通过可视化分析得出该构型只有内部隐奇异和饱和奇异两类奇异。隐奇异可以通过操纵律进行避免,而饱和奇异只能通过卸载方式来解决。为了避免采用推力器或磁力矩器等卸载方式带来的问题,设计了连续管理角动量的姿态/角动量联合控制器。此外,为了缩短系统的稳定时间,采用Sigmoid函数对控制器的参数选取进行了改进。该控制器完成敏捷卫星快速机动快速稳定任务的同时,还能连续调节角动量,达到姿态控制和角动量管理的折中。数值仿真结果验证了控制器的有效性。
文摘主要研究敏捷航天器大角度姿态机动问题。首先,以SGCMG(Single Gimbal Control Momentum Gyroscope,单框架控制力矩陀螺)为执行机构,建立了基于四元数的航天器姿态机动数学模型;然后,针对SGCMG的奇异问题,研究了基于力矩输出和回避奇异能力最优的联合操纵律;最后,基于敏捷航天器姿态误差模型和李雅普诺夫稳定理论设计了一种退步控制律。仿真结果表明,该控制方法能够很好地实现大角度机动目标并有效避免了SGCMG的奇异状态,满足姿态机动任务的控制精度和稳定度要求。