一种基于混合执行机构的高精度快速指向控制方法与流程

1.本发明涉及一种基于混合执行机构的高精度快速指向控制方法，为解决执行机构最简配置下的高精度快速指向跟踪问题，属于航天器控制技术领域。


背景技术：

2.随着空间目标数量日益增多，对空间目标的感知与编目能力需求日益增强。利用天基观测的独特优势，对空间目标进行观测、识别与编目等操控活动在执行空间任务中具有重要意义。在执行对目标的跟踪观测任务时，由于距离较远，所以必须实现高精度姿态指向跟踪控制。在两星存在相对运动的情况下，视线指向会发生变化，要求平台保持相对悬停，且姿态实时跟踪目标并较快达到较高精度，给姿态控制系统带来了一定的挑战。
3.卫星常用的执行机构有推力器、飞轮及控制力矩陀螺等。推力器可实现姿态的快速机动，但需要消耗燃料，且姿态控制精度较低，不能满足高精度的控制需求。飞轮和控制力矩陀螺是星上常用的两种动量交换式执行机构。飞轮能产生精确连续的力矩，但力矩较小，不适宜用于快速姿态机动，通常应用于中小型卫星的高精度三轴对地稳定控制。控制力矩陀螺可以输出较大的力矩，可用于大重量大干扰力矩的卫星；但缺点是质量、功耗均较大，控制律复杂。使用控制力矩陀螺群可以实现对目标的高精度指向，但是由多个控制力矩陀螺构成的陀螺群会存在构型奇异的固有问题，给操纵律的设计带来很大困难。


技术实现要素：

4.本发明的目的在于克服现有技术的上述缺陷，提供一种基于混合执行机构的高精度快速指向控制方法，实现姿态机动的快速性和指向的精确性，并有效降低成本和复杂度。
5.本发明的另外一个目的在于提供一种电子装置。
6.本发明的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的：
7.一种基于混合执行机构的高精度快速指向控制方法，包括：
8.为飞行器配置混合执行机构，所述混合执行机构包括力矩陀螺和飞轮，其中在飞行器本体坐标系的y轴和z轴安装力矩陀螺，x轴安装飞轮；
9.根据相对视线角确定飞行器的相对控制姿态角；
10.获得力矩陀螺框架指令分配矩阵和飞轮指令分配矩阵；
11.根据所述力矩陀螺框架指令分配矩阵、飞轮指令分配矩阵以及所述飞行器的相对控制姿态角，获得力矩陀螺指令转速和飞轮指令转速；
12.对所述力矩陀螺指令转速和飞轮指令转速进行限幅后输出，用于飞行器指向控制。
13.在上述基于混合执行机构的高精度快速指向控制方法中，所述飞行器配置混合执行机构还包括以下至少一项：
14.在飞行器本体坐标系的yoz面内45
°
斜装力矩陀螺；
15.在飞行器本体坐标系的y轴和z轴安装飞轮。
16.在上述基于混合执行机构的高精度快速指向控制方法中，当y轴和z轴安装的任一力矩陀螺出现异常，所述斜装力矩陀螺代替异常力矩陀螺进行姿态控制；所述y轴和z轴安装飞轮用于当三台力矩陀螺均异常情况下y轴和z轴指向控制。
17.在上述基于混合执行机构的高精度快速指向控制方法中，根据相对视线角确定飞行器的相对姿态角包括；
[0018][0019]
其中，angle为飞行器的相对控制姿态角，为对地姿态角，α为方位角，β为高低角。
[0020]
在上述基于混合执行机构的高精度快速指向控制方法中，当相对测量敏感器无效时，方位角α、高低角β由飞行器本体坐标系下飞行器与目标星相对位置解算得到，具体如下：
[0021][0022][0023]
其中：r
st_bx
、r
st_by
、r
st_bz
分别为飞行器与目标星相对位置在本体坐标系三轴的分量。
[0024]
在上述基于混合执行机构的高精度快速指向控制方法中，获得力矩陀螺框架指令分配矩阵包括：
[0025][0026]
其中，设a、b力矩陀螺分别安装于y轴和z轴，并进行z轴姿态和y轴姿态控制，dc
ab
为力矩陀螺框架指令分配矩阵；
[0027]
获得飞轮指令分配矩阵包括：
[0028][0029]
其中，dr为飞轮指令分配矩阵。
[0030]
在上述基于混合执行机构的高精度快速指向控制方法中，在飞行器本体坐标系的yoz面内45
°
斜装c力矩陀螺，当b力矩陀螺出现异常，a、c力矩陀螺分别用于z轴姿态和y轴姿态控制时，力矩陀螺框架指令分配矩阵包括：
[0031][0032]
其中，dc
ac
为力矩陀螺框架指令分配矩阵；
[0033]
当a力矩陀螺出现异常，b、c力矩陀螺分别用于y轴姿态和z轴姿态控制时，力矩陀螺框架指令分配矩阵包括：
[0034][0035]
其中，dc
bc
为力矩陀螺框架指令分配矩阵。
[0036]
在上述基于混合执行机构的高精度快速指向控制方法中，根据所述力矩陀螺框架指令分配矩阵、飞轮指令分配矩阵以及所述飞行器的相对姿态角，获得力矩陀螺指令转速和飞轮指令转速，包括：
[0037]
根据飞行器的相对姿态角分别获得三轴力矩陀螺指令转速和三轴飞轮指令转速；
[0038]
将力矩陀螺框架指令分配矩阵与三轴力矩陀螺指令转速相乘得到力矩陀螺指令转速，将飞轮指令分配矩阵与三轴飞轮指令转速相乘得到飞轮指令转速。
[0039]
在上述基于混合执行机构的高精度快速指向控制方法中，根据飞行器的相对姿态角获得三轴力矩陀螺指令转速spd
cmgi,k
，包括：
[0040]
spd
cmgi,k
＝kp
cmgi
×
angle
i,k
+kd
cmgi
×
ω
i,k
+spdi
cmgi,k
[0041]
spdi
cmgi,k
＝spdi
cmgi,k-1
+ki
cmgi
×
angle
i,k
×
t
[0042]
其中：angle为飞行器的相对控制姿态角,ω为控制姿态角速度，kp
cmgi
、kd
cmgi
、ki
cmgi
为力矩陀螺控制参数，t为控制周期，下标i为积分项，下标k为第k周期；
[0043]
根据飞行器的相对姿态角分别获得三轴飞轮指令转速spd
rwi,k
，包括：
[0044]
spd
rwi,k
＝spd
rwi,k-1
+delta_spd
rwi,k
[0045]
delta_spd
rwi,k
＝kp
rwi
×
angle
i,k
+kd
rwi
×
ω
i,k
+spdi
rwi,k
[0046]
spdi
rwi,k
＝spdi
rwi,k-1
+ki
rwi
×
angle
i,k
×
t
[0047]
其中：angle为飞行器的相对控制姿态角,ω为控制姿态角速度，kp
rwi
、kd
rwi
、ki
rwi
为飞轮控制参数，t为控制周期，下标i为积分项，下标k为第k周期。
[0048]
在上述基于混合执行机构的高精度快速指向控制方法中，将力矩陀螺框架指令分配矩阵与三轴力矩陀螺指令转速相乘得到力矩陀螺指令转速，包括：
[0049][0050]
其中：va、vb、vc为3个控制力矩陀螺指令转速；spd_cmg
x
、spd_cmgy、spd_cmgz为三轴力矩陀螺指令转速；dc为力矩陀螺框架指令分配矩阵；
[0051]
将飞轮指令分配矩阵与三轴飞轮指令转速相乘得到飞轮指令转速，包括：
[0052][0053]
其中，v
x
、vy、vz为3个飞轮指令转速；spd_rw
x
、spd_rwy、spd_rwz为三轴飞轮指令转速，dr为飞轮指令分配矩阵。
[0054]
在上述基于混合执行机构的高精度快速指向控制方法中，对力矩陀螺指令转速进
行限幅的限幅值为(12/57.3)rad/s；对飞轮指令转速进行限幅的限幅值为3500rpm。
[0055]
一种电子装置，在飞行器配置混合执行机构后，用于执行如下方法：
[0056]
根据相对视线角确定飞行器的相对控制姿态角；
[0057]
获得力矩陀螺框架指令分配矩阵和飞轮指令分配矩阵；
[0058]
根据所述力矩陀螺框架指令分配矩阵、飞轮指令分配矩阵以及所述飞行器的相对控制姿态角，获得力矩陀螺指令转速和飞轮指令转速；
[0059]
对所述力矩陀螺指令转速和飞轮指令转速进行限幅；
[0060]
所述混合执行机构包括力矩陀螺和飞轮，其中在飞行器本体坐标系的y轴和z轴安装力矩陀螺，x轴安装飞轮。
[0061]
本发明与现有技术相比具有如下有益效果：
[0062]
(1)、本发明通过对比各种配置的效益，提出了一种基于飞轮和控制力矩陀螺混合执行机构的视线跟踪姿态控制方法，可以实现较简配置下的三轴姿态控制输出，能够同时保证姿态机动的快速性以及指向的精确性，并且有效降低系统成本和复杂度；
[0063]
(2)、本发明通过为飞行器配置混合执行机构，包括在飞行器本体坐标系的y轴和z轴安装力矩陀螺，x轴安装飞轮，并结合飞行器相对姿态确定和飞轮和控制力矩陀螺控制律和操纵律设计，实现飞行器姿态机动的快速性和指向的精确性，有效降低成本和复杂度；
[0064]
(3)、本发明进一步包括在飞行器本体坐标系的yoz面内45
°
斜装力矩陀螺，在飞行器本体坐标系的y轴和z轴安装飞轮，通过分别设计主份方案和备份方案对应的控制律和操纵律，确保对目标高精度快速指向控制的可靠性。
附图说明
[0065]
图1为本发明实施例中飞行器相对目标星的相对视线角定义示意图；
[0066]
图2为本发明实施例中安装一台飞轮的示意图；
[0067]
图3为本发明实施例中力矩陀螺和飞轮的安装方式示意图；
[0068]
图4为本发明实施例中飞轮/力矩陀螺控制流程图。
具体实施方式
[0069]
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：
[0070]
本发明设计的基于混合执行机构的高精度快速指向控制方法，具体包括如下步骤：
[0071]
步骤(1)、为飞行器配置混合执行机构，混合执行机构包括力矩陀螺和飞轮，其中在飞行器本体坐标系的y轴和z轴安装力矩陀螺，x轴安装飞轮，如图2所示为安装一台飞轮的图示；进一步可以在飞行器本体坐标系的yoz面内45
°
斜装力矩陀螺；在飞行器本体坐标系的y轴和z轴安装飞轮，采用3台力矩陀螺+3台飞轮的混合执行机构配置方案。如图3所示为本发明实施例中力矩陀螺和飞轮的安装方式，其中，两个陀螺分别沿y轴和z轴安装，另外一个陀螺在yoz面内45
°
斜装；3台飞轮沿飞行器三轴正装，单次使用2台控制力矩陀螺和1台飞轮。通过平台保持相对悬停，实现姿态实时跟踪目标。
[0072]
当y轴和z轴安装的任一力矩陀螺出现异常，斜装力矩陀螺代替异常力矩陀螺进行姿态控制；y轴和z轴安装飞轮用于当3台力矩陀螺均异常情况下y轴和z轴指向控制。属于双
重故障。
[0073]
步骤(2)、根据相对视线角确定飞行器的相对控制姿态角，如图1所示为本发明实施例中飞行器相对目标星的相对视线角定义示意图。
[0074]
根据相对视线角确定飞行器的相对姿态角包括；
[0075][0076]
其中，angle为飞行器的相对控制姿态角，为对地姿态角，α为方位角，β为高低角。
[0077]
当相对测量单机(敏感器)有效时，方位角α，高低角β，由测量直接得到。
[0078]
当相对测量单机(敏感器)无效时，方位角α、高低角β由飞行器本体坐标系下飞行器与目标星相对位置解算得到，具体如下：
[0079][0080][0081]
其中：r
st_bx
、r
st_by
、r
st_bz
分别为飞行器与目标星相对位置在本体坐标系三轴的分量。
[0082]
步骤(3)、获得力矩陀螺框架指令分配矩阵和飞轮指令分配矩阵；
[0083]
获得力矩陀螺框架指令分配矩阵包括：
[0084][0085]
其中，设a、b力矩陀螺分别安装于y轴和z轴，并进行z轴姿态和y轴姿态控制，dc
ab
为力矩陀螺框架指令分配矩阵，
[0086]
获得飞轮指令分配矩阵包括：
[0087][0088]
其中，dr为飞轮指令分配矩阵。
[0089]
在飞行器本体坐标系的yoz面内45
°
斜装c力矩陀螺，当b力矩陀螺出现异常，a、c力矩陀螺分别用于z轴姿态和y轴姿态控制时，力矩陀螺框架指令分配矩阵包括：
[0090][0091]
其中，dc
ac
为力矩陀螺框架指令分配矩阵；
[0092]
当a力矩陀螺出现异常，b、c力矩陀螺分别用于y轴姿态和z轴姿态控制时，力矩陀螺框架指令分配矩阵包括：
[0093][0094]
其中，dc
bc
为力矩陀螺框架指令分配矩阵。
[0095]
步骤(4)、根据所述力矩陀螺框架指令分配矩阵、飞轮指令分配矩阵以及所述飞行器的相对控制姿态角，获得力矩陀螺指令转速和飞轮指令转速。
[0096]
(4.1)、根据飞行器的相对姿态角获得三轴力矩陀螺指令转速spd
cmgi,k
，包括：
[0097]
spd
cmgi,k
＝kp
cmgi
×
angle
i,k
+kd
cmgi
×
ω
i,k
+spdi
cmgi,k
[0098]
spdi
cmgi,k
＝spdi
cmgi,k-1
+ki
cmgi
×
angle
i,k
×
t
[0099]
其中：angle为飞行器的相对控制姿态角,ω为控制姿态角速度，kp
cmgi
、kd
cmgi
、ki
cmgi
为力矩陀螺控制参数，t为控制周期，下标i为积分项，下标k为第k周期；
[0100]
根据飞行器的相对姿态角分别获得三轴飞轮指令转速spd
rwi,k
，包括：
[0101]
spd
rwi,k
＝spd
rwi,k-1
+delta_spd
rwi,k
[0102]
delta_spd
rwi,k
＝kp
rwi
×
angle
i,k
+kd
rwi
×
ω
i,k
+spdi
rwi,k
[0103]
spdi
rwi,k
＝spdi
rwi,k-1
+ki
rwi
×
angle
i,k
×
t
[0104]
其中：angle为飞行器的相对控制姿态角,ω为控制姿态角速度，kp
rwi
、kd
rwi
、ki
rwi
为飞轮控制参数，t为控制周期，下标i为积分项，下标k为第k周期。
[0105]
(4.2)、将力矩陀螺框架指令分配矩阵与三轴力矩陀螺指令转速spd
cmgi,k
相乘得到力矩陀螺指令转速，包括：
[0106][0107]
其中：va、vb、vc为3个控制力矩陀螺指令转速；spd_cmg
x
、spd_cmgy、spd_cmgz为三轴力矩陀螺指令转速；dc为力矩陀螺框架指令分配矩阵；
[0108]
将飞轮指令分配矩阵与三轴飞轮指令转速spd
rwi,k
相乘得到飞轮指令转速，包括：
[0109][0110]
其中，v
x
、vy、vz为3个飞轮指令转速；spd_rw
x
、spd_rwy、spd_rwz为三轴飞轮指令转速，dr为飞轮指令分配矩阵。
[0111]
步骤(5)、对力矩陀螺指令转速和飞轮指令转速进行限幅后输出，用于飞行器指向控制。
[0112]
一可选实施例中，对力矩陀螺指令转速进行限幅的限幅值为(12/57.3)rad/s；对飞轮指令转速进行限幅的限幅值为3500rpm。
[0113]
如图4所示为本发明实施例中飞轮/力矩陀螺控制流程图。
[0114]
本发明提供一种电子装置，在飞行器配置混合执行机构后，用于执行如下方法：
[0115]
根据相对视线角确定飞行器的相对控制姿态角；
[0116]
获得力矩陀螺框架指令分配矩阵和飞轮指令分配矩阵；
[0117]
根据力矩陀螺框架指令分配矩阵、飞轮指令分配矩阵以及飞行器的相对控制姿态角，获得力矩陀螺指令转速和飞轮指令转速；
[0118]
对力矩陀螺指令转速和飞轮指令转速进行限幅；
[0119]
混合执行机构包括力矩陀螺和飞轮，其中在飞行器本体坐标系的y轴和z轴安装力矩陀螺，在飞行器本体坐标系的yoz面内45
°
斜装力矩陀螺；x轴、y轴和z轴安装飞轮。
[0120]
本发明通过对比各种配置的效益，提出了一种基于飞轮和控制力矩陀螺混合执行机构的视线跟踪姿态控制方法，可以实现较简配置下的三轴姿态控制输出，能够同时保证姿态机动的快速性以及指向的精确性，并且有效降低系统成本和复杂度。
[0121]
实施例
[0122]
步骤一、混合执行机构配置方案
[0123]
从系统配置复杂性和工程简易性出发，配置3台力矩陀螺+3台飞轮；其中两个控制陀螺分别沿y轴和z轴安装，另外一个控制陀螺在yoz面内45
°
斜装；3台飞轮沿飞行器三轴正装，如图3所示。
[0124]
力矩陀螺和飞轮组合控制时主份为ab力矩陀螺和x飞轮，其中x飞轮用于x轴姿态控制，ab力矩陀螺分别用于z轴姿态和y轴姿态控制；当b力矩陀螺异常，ac力矩陀螺分别用于z轴姿态和y轴姿态控制；当a力矩陀螺异常，bc力矩陀螺分别用于y轴姿态和z轴姿态控制
[0125]
步骤二、相对姿态确定方案
[0126]
根据相对视线角α、β的定义，姿态控制的目标是把飞行器x轴控制到视线距方向。从图1可以看出，飞行器本体坐标系先绕z轴转α角，再绕y轴转β角，即能使x轴与视线距方向重合。
[0127]
当相对测量单机(敏感器)有效时，相对姿态确定算法为：
[0128][0129]
其中，为对地姿态角。α为方位角，β为高低角。
[0130]
当相对测量单机无效时，α、β由本体系下的两星相对位置解算得到。
[0131][0132][0133]
其中：r
st_bx
、r
st_by
、r
st_bz
分别为两星相对位置在本体坐标系三轴的分量。
[0134]
步骤三、飞轮和控制力矩陀螺控制律和操纵律设计
[0135]
1)基于pid控制计算三轴飞轮指令转速spd
rwi,k
。
[0136]
spdi
rwi,k
＝spdi
rwi,k-1
+ki
rwi
×
angle
i,k
×
t
[0137]
delta_spd
rwi,k
＝kp
rwi
×
angle
i,k
+kd
rwi
×
ω
i,k
+spdi
rwi,k
[0138]
spd
rwi,k
＝spd
rwi,k-1
+delta_spd
rwi,k
[0139]
其中：angle为相对控制姿态角,ω为控制姿态角速度,kp
rwi
、kd
rwi
、ki
rwi
为飞轮控制参数，下标i为积分项，下标k为第k周期。
[0140]
2)基于pid控制计算三轴力矩陀螺指令转速spd
cmgi,k
[0141]
spdi
cmgi,k
＝spdi
cmgi,k-1
+ki
cmgi
×
angle
i,k
×
t
[0142]
spd
cmgi,k
＝kp
cmgi
×
angle
i,k
+kd
cmgi
×
ω
i,k
+spdi
cmgi,k
[0143]
其中：angle,ω含义同1),kp
cmgi
、kd
cmgi
、ki
cmgi
为力矩陀螺控制参数。
[0144]
3)根据飞轮/cmg控制模式得到飞轮指令分配矩阵dr和力矩陀螺框架指令转速dc。
[0145]
飞轮指令分配矩阵dr为
[0146][0147]
力矩陀螺框架指令转速dc分别为
[0148][0149]
4)分别计算3个飞轮指令转速和3个cmg框架指令转速
[0150][0151]
并对3个飞轮指令转速v
x
、vy、vz进行限幅，限幅值为3500rpm；
[0152][0153]
并对3个控制力矩陀螺指令转速va、vb、vc进行限幅，限幅值为(12/57.3)rad/s。
[0154]
本实施例中基于3台力矩陀螺和3台飞轮，分别设计主份方案和备份方案对应的控制律和操纵律，从而实现对目标的高精度快速指向控制。只需要配置三个飞轮和三个控制力矩陀螺，就可以实现姿态机动的快速性和指向的精确性，有效降低成本和复杂度。
[0155]
以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。
[0156]
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

技术特征：
1.一种基于混合执行机构的高精度快速指向控制方法，其特征在于，包括：为飞行器配置混合执行机构，所述混合执行机构包括力矩陀螺和飞轮，其中在飞行器本体坐标系的y轴和z轴安装力矩陀螺，x轴安装飞轮；根据相对视线角确定飞行器的相对控制姿态角；获得力矩陀螺框架指令分配矩阵和飞轮指令分配矩阵；根据所述力矩陀螺框架指令分配矩阵、飞轮指令分配矩阵以及所述飞行器的相对控制姿态角，获得力矩陀螺指令转速和飞轮指令转速；对所述力矩陀螺指令转速和飞轮指令转速进行限幅后输出，用于飞行器指向控制。2.根据权利要求1所述的基于混合执行机构的高精度快速指向控制方法，其特征在于，所述飞行器配置混合执行机构还包括以下至少一项：在飞行器本体坐标系的yoz面内45
°
斜装力矩陀螺；在飞行器本体坐标系的y轴和z轴安装飞轮。3.根据权利要求2所述的基于混合执行机构的高精度快速指向控制方法，其特征在于，当y轴和z轴安装的任一力矩陀螺出现异常，所述斜装力矩陀螺代替异常力矩陀螺进行姿态控制；所述y轴和z轴安装飞轮用于当三台力矩陀螺均异常情况下y轴和z轴指向控制。4.根据权利要求1所述的基于混合执行机构的高精度快速指向控制方法，其特征在于，根据相对视线角确定飞行器的相对姿态角包括；其中，angle为飞行器的相对控制姿态角，为对地姿态角，α为方位角，β为高低角。5.根据权利要求4所述的基于混合执行机构的高精度快速指向控制方法，其特征在于，当相对测量敏感器无效时，方位角α、高低角β由飞行器本体坐标系下飞行器与目标星相对位置解算得到，具体如下：位置解算得到，具体如下：其中：r
st_bx
、r
st_by
、r
st_bz
分别为飞行器与目标星相对位置在本体坐标系三轴的分量。6.根据权利要求1所述的基于混合执行机构的高精度快速指向控制方法，其特征在于，获得力矩陀螺框架指令分配矩阵包括：其中，设a、b力矩陀螺分别安装于y轴和z轴，并进行z轴姿态和y轴姿态控制，dc
ab
为力矩陀螺框架指令分配矩阵；获得飞轮指令分配矩阵包括：
其中，dr为飞轮指令分配矩阵。7.根据权利要求2或3所述的基于混合执行机构的高精度快速指向控制方法，其特征在于，在飞行器本体坐标系的yoz面内45
°
斜装c力矩陀螺，当b力矩陀螺出现异常，a、c力矩陀螺分别用于z轴姿态和y轴姿态控制时，力矩陀螺框架指令分配矩阵包括：其中，dc
ac
为力矩陀螺框架指令分配矩阵；当a力矩陀螺出现异常，b、c力矩陀螺分别用于y轴姿态和z轴姿态控制时，力矩陀螺框架指令分配矩阵包括：其中，dc
bc
为力矩陀螺框架指令分配矩阵。8.根据权利要求1～3任一项所述的基于混合执行机构的高精度快速指向控制方法，其特征在于，根据所述力矩陀螺框架指令分配矩阵、飞轮指令分配矩阵以及所述飞行器的相对姿态角，获得力矩陀螺指令转速和飞轮指令转速，包括：根据飞行器的相对姿态角分别获得三轴力矩陀螺指令转速和三轴飞轮指令转速；将力矩陀螺框架指令分配矩阵与三轴力矩陀螺指令转速相乘得到力矩陀螺指令转速，将飞轮指令分配矩阵与三轴飞轮指令转速相乘得到飞轮指令转速。9.根据权利要求8所述的基于混合执行机构的高精度快速指向控制方法，其特征在于，根据飞行器的相对姿态角获得三轴力矩陀螺指令转速spd
cmgi,k
，包括：spd
cmgi,k
＝kp
cmgi
×
angle
i,k
+kd
cmgi
×
ω
i,k
+spdi
cmgi,k
spdi
cmgi,k
＝spdi
cmgi,k-1
+ki
cmgi
×
angle
i,k
×
t其中：angle为飞行器的相对控制姿态角,ω为控制姿态角速度，kp
cmgi
、kd
cmgi
、ki
cmgi
为力矩陀螺控制参数，t为控制周期，下标i为积分项，下标k为第k周期；根据飞行器的相对姿态角分别获得三轴飞轮指令转速spd
rwi,k
，包括：spd
rwi,k
＝spd
rwi,k-1
+delta_spd
rwi,k
delta_spd
rwi,k
＝kp
rwi
×
angle
i,k
+kd
rwi
×
ω
i,k
+spdi
rwi,k
spdi
rwi,k
＝spdi
rwi,k-1
+ki
rwi
×
angle
i,k
×
t其中：angle为飞行器的相对控制姿态角,ω为控制姿态角速度，kp
rwi
、kd
rwi
、ki
rwi
为飞轮控制参数，t为控制周期，下标i为积分项，下标k为第k周期。10.根据权利要求8所述的基于混合执行机构的高精度快速指向控制方法，其特征在于，将力矩陀螺框架指令分配矩阵与三轴力矩陀螺指令转速相乘得到力矩陀螺指令转速，包括：
其中：v
a
、v
b
、v
c
为3个控制力矩陀螺指令转速；spd_cmg
x
、spd_cmg
y
、spd_cmg
z
为三轴力矩陀螺指令转速；dc为力矩陀螺框架指令分配矩阵；将飞轮指令分配矩阵与三轴飞轮指令转速相乘得到飞轮指令转速，包括：其中，v
x
、v
y
、v
z
为3个飞轮指令转速；spd_rw
x
、spd_rw
y
、spd_rw
z
为三轴飞轮指令转速，dr为飞轮指令分配矩阵。11.根据权利要求1所述的基于混合执行机构的高精度快速指向控制方法，其特征在于，对力矩陀螺指令转速进行限幅的限幅值为(12/57.3)rad/s；对飞轮指令转速进行限幅的限幅值为3500rpm。12.一种电子装置，其特征在于，在飞行器配置混合执行机构后，用于执行如下方法：根据相对视线角确定飞行器的相对控制姿态角；获得力矩陀螺框架指令分配矩阵和飞轮指令分配矩阵；根据所述力矩陀螺框架指令分配矩阵、飞轮指令分配矩阵以及所述飞行器的相对控制姿态角，获得力矩陀螺指令转速和飞轮指令转速；对所述力矩陀螺指令转速和飞轮指令转速进行限幅；所述混合执行机构包括力矩陀螺和飞轮，其中在飞行器本体坐标系的y轴和z轴安装力矩陀螺，x轴安装飞轮。

技术总结
本发明涉及一种基于混合执行机构的高精度快速指向控制方法，通过对比各种配置的效益，提出基于飞轮和控制力矩陀螺混合执行机构的视线跟踪姿态控制方法，通过力矩陀螺+飞轮的混合执行机构配置方案，并结合飞行器相对姿态确定和飞轮和控制力矩陀螺控制律和操纵律设计，可以实现较简配置下的三轴姿态控制输出，能够同时保证姿态机动的快速性以及指向的精确性，并且有效降低系统成本和复杂度，并且通过分别设计主份方案和备份方案对应的控制律和操纵律，确保对目标高精度快速指向控制的可靠性。可靠性。可靠性。


技术研发人员：郭雯婷 王献忠 施常勇 张肖 张召弟
受保护的技术使用者：上海航天控制技术研究所
技术研发日：2023.03.03
技术公布日：2023/9/25