单框架控制力矩陀螺的奇异分析及操纵律设计

通过对单框架控制力矩陀螺群（SGCMGs）的奇异问题的分析,设计了一种新的伪逆解与零运动向量相结合的操纵律来回避SGCMGs的内部奇异点。首先通过绘制金字塔构型SGCMGs奇异角动量曲面及典型角动量切面对应的奇异度量极值曲面,研究了其奇异的几何特性。然后以缩小期望力矩与各SGCMG角动量的夹角为目的,给出了一种新的零运动向量构造方法用于操纵律的设计。该方法在全局范围内考虑,并未参考当前奇异度量值,故能有效地避免奇异度量局部极值所对应的内部显奇异点。最后将其与现有的几种操纵律进行了数学仿真对比,验证了其有效性及优越性。     

控制力矩陀螺群奇异角动量超曲面仿真分析

用角动量超曲面仿真分析了控制力矩陀螺构型奇异的产生机理。基于控制力矩陀螺群动力学总角动量和输出控制力矩,讨论了典型构型奇异存在的状况,并确定了奇异点存在的判断依据,对五棱锥构型的显奇异和隐奇异进行了角动量超曲面仿真,发现能通过零运动脱离奇异状态的隐奇异点,为控制力矩陀螺群的操纵律设计提供了重要依据。控制系统数学仿真结果表明该分析法有效。     

采用单框架控制力矩陀螺和动量轮的航天器姿态跟踪控制研究

研究利用单框架控制力矩陀螺(SGCMGs)和动量轮(MWs)组成的混合执行机构,完成航天器的姿态跟踪控制。由于现有的奇异避免操纵律无法保证SGCMGs的完全可控,而且无法精确地输出指令力矩,本文提出一种SGCMGs & MWs的混合执行机构方案。首先建立了带有混合执行机构的系统动力学模型,并基于此模型设计了姿态跟踪控制律。然后利用奇异值分解的方法将指令控制力矩进行分解,并分别分配给SGCMGs和MWs,从而当SGCMGs接近奇异时,使MWs输出沿奇异方向的指令力矩。在完成指令力矩分配后再分别设计SGCMGs和MWs的操纵律。数值仿真结果表明,利用此混合执行机构能够实现力矩的准确输出,并且SGCMGs在奇异时仍然可控,从而验证了所设计操纵律的有效性及此方案的可行性。
     

采用单框架控制力矩陀螺群的卫星侧摆机动控制研究

研究使用单框架控制力矩陀螺群 (SGCMGs)进行卫星姿态侧摆机动控制。研究频繁机动情况下由五棱锥构形和金字塔构形陀螺群进行侧摆机动控制的可行性 ,并探讨陀螺群构形奇异的避免问题。针对不同的陀螺群构形设计了不同的控制律 ,并比较两种构形的控制特性的异同。仿真结果验证了使用SGCMGs实现侧摆机动控制的有效性。     

平行构型双框架控制力矩陀螺操纵律研究

研究了平行构型双框架控制力矩陀螺(DGcMG)的操纵律.分析平行构型DGCMG系统奇异情况及控制特点,在此基础上给出角分布操纵律的设计思想及具体形式.从解决奇异问题等方面,对其性能进行分析.针对无法逃离奇异的不足和角分布运动的权重系数动态变化的需要,改进其外框架角速率指令并仿真验证改进后性能.     

使用单框架控制力矩陀螺的空间站姿态控制系统建模与仿真

研究使用单框架控制力矩陀螺群(SGCMGs)的空间站的姿态控制。完成空间站在轨三轴稳定飞行模式下的动力学和执行机构的建模。基于最小二乘意义下的伪逆原理设计了SGCMGs的控制律。对于框架构形的隐奇异，采用零运动躲避的算法。同时建立了框架电机的动力学、干扰和控制器的仿真模型。提出了适合工程应用的SGCMGs构形显奇异和饱和奇异的工程性的判断条件及卸载方法。为了探讨伺服机构对系统响应特性的影响，进行了分系统级的仿真。仿真模型中包括了空间环境力矩、敏感器及姿态确定模型。仿真中使用了五棱锥构形的SGCMGs，这种构形具有好的冗余度和大的角动量包络。仿真结果验证了五棱锥构形SGCMGs对大型航天器的三轴姿态控制的可行性及有效性。     

一种改进的SGCMGs奇异鲁棒伪逆操纵律算法

以单框架控制力矩陀螺（SGCMG）为卫星动量交换机构,基于建立的姿态控制系统与SGCMG系统的动力学模型,设计零动量卫星的PD（比例微分）解耦姿态控制律。为逃避奇异,提出了一种改进的单框架控制力矩陀螺群（SGCMGs）奇异鲁棒伪逆操纵律算法。某航天器姿态控制仿真结果表明：改进算法可避免奇异,算法有效性得以验证。     

采用混合执行机构的卫星快速机动技术研究

研究了一种采用混合执行机构的姿态单轴快速机动的控制方法.设计了由平行构型单框架控制力矩陀螺(SGCMG)和飞轮组成的混合执行机构配置方案.综合姿态机动规划,设计了前馈和反馈相结合的姿态机动控制律,并通过执行机构动力学分析给出了操纵律.仿真结果表明:采用平行构型SGCMGs和飞轮的混合执行机构模式,可实现姿态三轴高精度稳定控制和侧摆快速机动的任务要求.     

航天器快速姿态机动的力矩陀螺控制

考虑一类要求快速、连续的姿态机动控制任务，设计了大角度姿态机动的力矩陀螺操纵律。针对陀螺群构型非奇异情况，考虑陀螺框架角速度上限要求，设计了基于∞范数的力矩陀螺操纵律。为了实现快速的姿态机动衔接，提出了基于参考构型的方法，并通过引入零运动实现。设计了力矩陀螺操纵律的求解算法，给出了参考构型法的解析解。仿真结果表明，该操纵律可适用于快速、连续的姿态机动控制。     

SGCMG系统的力矩指令调节及动态分配操纵方法

针对邻近奇异框架构型时解算低速框架角速度指令过大乃至饱和问题，开展了指令幅值抑制的控制力矩陀螺操纵方法研究。首先提出了力矩分配动态调整策略，设计以控制力矩陀螺历史指令信息为输入的权重系数自主调整律；然后重新定义了考虑权重分配的系统奇异度量，给出了一种综合力矩动态分配策略、零运动奇异规避与指令力矩随奇异度量相应调节手段的控制力矩陀螺操纵律，以抑制控制力矩陀螺低速框架指令幅值过大并提升系统奇异规避能力。最后所提出方法的有效性通过了姿态快速机动数学仿真校验。     

一种SGCMG系统奇异逃离方法

单框架控制力矩陀螺 (SGCMG)系统进入奇异后无法提供准确的三轴指令力矩,通过奇异机理分析,设计了一种奇异逃离方案。首先构造新的动态坐标系,在系统进入奇异后,将控制坐标系切换到新的坐标系下,在新的坐标系上放弃一个维度的控制,将系统考虑为平面内的SGCMG冗余控制系统,然后在平面内采用二维零运动使得系统快速逃离奇异状态,当SGCMG系统逃离奇异状态后,再重新接入三维度的控制。仿真结果表明,提出的方法具有很好的奇异逃避效果。     

用单框架控制力矩陀螺的大型航天器姿态控制系统实物仿真研究

利用三轴气浮台模拟航天器空间力学环境，进行了单框架控制力矩陀螺(SGCMG)姿态控制／动量管理系统全实物仿真研究。推导了大型航天器姿态控制／动量管理系统数学模型。设计调试了实物仿真系统。研究了单框架控制力矩陀螺奇异回避问题、失效操纵问题和动量管理优化问题。证明了系统构形分析、奇异性分析和操纵律设计的正确性和有效性。通过大型航天器姿态控制／动量管理系统实物仿真，检验了设计方案的可行性和系统硬、软件的可靠性。     

“和平号”空间站SGCMG系统及其操纵

综述了“和平号”空间站ＳＧＣＭＧ系统的组成和操纵，并给出了梯度型操纵律回避奇异的一般化解释。同时指出，奇异问题和失效操纵问题是ＳＧＣＭＧ系统的两个重要问题，也是今后ＳＧＣＭＧ系统研究的主要课题。     

参数不确定SGCMG系统的鲁棒操纵律设计

在单框架控制力矩陀螺(SGCMG)系统操纵律的设计中，如果考虑框架伺服特性，往往假设系统的物理参数是确切已知的。为消除参数的不确定性对操纵性能的影响，设计了一种鲁棒操纵律。该操纵律仅采用系统物理参数的预估值，根据航天器姿态控制给出的角动量(或力矩)指令，可直接计算出每个框架驱动系统所需的控制力矩。由于操纵律没有算法奇异，在SGCMG系统不出现运动奇异的情况下，可使操纵误差指数收敛至零。同时，该操纵律对系统参数变化具有良好的鲁棒性。且形式简单．易于实现。对应用在航天器上的某4-SGCMG系统的仿真结果表明，上述操纵律是可行的。     

采用VSCMGs的航天器IPACS设计的一种投影矩阵方法

研究以变速控制力矩陀螺群（VSCMGs）为执行机构的能量／姿态一体化控制系统（IPACS）中的操纵律设计问题。建立了带VSCMGs的刚性航天器的动力学方程，用Lyapunov方法设计了渐近稳定的姿态控制律；在对VSCMGs的动力学进行详细分析的基础上，用投影矩阵法设计了一种操纵律，该算法将姿态控制指令力矩分解成两个力矩分量之和，其中一个由陀螺模式提供，另一个由飞轮模式提供，从而使VSCMGs处于构型奇异时陀螺模式也处于工作状态，降低了飞轮模式的负荷；文中证明了IPACS所需的变速控制力矩陀螺（VSCMG）个数最少为3，并分析证明了所设计的算法可以有效地解决姿控／储能一体化设计中可能出现的奇异问题。仿真结果验证了所设计算法的可行性。     

单框架控制力矩陀螺系统操纵律研综述

综述了单框架控制力矩陀螺 (SGCMG)系统操纵律研究概况 ,并对现存操纵律的性能进行了评价。通过分析可以知道 ,现存的SGCMG操纵律或在奇异回避性能方面较差 ,或由于计算量较大而使得实时性较差等等 ,从而使其在航天器姿态控制中的应用受到了极大的阻碍。要提高SGCMG系统的操纵性能 ,可在以下三个方面作进一步研究 :零运动的选择方法、操纵律的闭环实现、框架伺服特性的考虑等。     

单框架控制力矩陀螺动态操纵律设计

作为应用在航天器上的惯性执行机构,单框架控制力矩陀螺(SGCMG)的操纵性能对航天器姿态控制精度有着极大的影响。在常规的SGCMG操纵律中,一般都需要计算Jacobi矩阵的伪逆。然而,当Jacobi矩阵奇异时,其伪逆不定,从而可能导致算法失败。为避免以上情况出现,本文设计了一种动态操纵律。该操纵律不用计算Jacobi阵的伪逆,而是代之以Jacobi阵的转置,从而避免了由Jacobi阵求伪逆带来的一系列问题。同时,该操纵律可使操纵误差在理论上指数收敛至零,且形式简单,易于实现。对某4 SGCMG系统的仿真结果表明,上述操纵律是可行的。     

An improved installation for control moment gyros and its applications on reconfiguration and singular escape

A cluster of control moment gyros (CMGs) is widely used as the actuator of attitude control for modern satellite. However, to use CMGs will induce some accessional problems, like the singularity and the failure of them. In this paper, a rotator for the support bracket of each control moment gyro (CMG) is adopted and its application on reconfiguration and singular escape is discussed. The first step puts forward a novel reconfiguration scheme for the CMGs and applied on a satellite, which can adjust the installation angles of the remaining CMGs and make the CMGs remain axial symmetry. Then the characteristic of the output torque is studied in the process of reconfiguration of the CMGs. Based on this characteristic, a special steering law of the CMGs is designed to counteract the disturbance from the reconfiguration. The feasibility of singularity avoidance via the reconfiguration is also discussed by calculating the derivative of the singularity measurement to the installation angle. A singularity avoidance steering law is proposed based on the above calculation.     

Singularity avoidance of control moment gyros by one-step ahead singularity index

A steering law of control moment gyros for spacecraft attitude control by using one-step ahead singularity index is addressed in this paper. In some recent studies, the null motion approaches or singularity robustness steering laws have been extensively investigated to avoid singular configurations for a control momentum gyro (CMG) cluster. As a novel approach different from them, the proposed approach is based on optimization technique by minimizing the one-step ahead singularity index. Modified approaches are also presented in this paper. The proposed one-step prediction method ultimately gives an optimized solution of gimbal rates with advanced ability to avoid a singularity. A singularity index for reliable computation of a gradient vector is also introduced. Finally, performance of the proposed algorithm is demonstrated by numerical simulations.