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1、 博士学位论文博士学位论文 基于角动量交换的航天器姿态机动 控制方法研究 ATTITUDE MANEUVER CONTROL OF SPACECRAFT USING ANGULAR MOMENTUM EXCHANGE （Times New Roman 2 号字加粗，题目太长时可用小 2 号字） 郭延宁 郭延宁 （宋体小 2 号字加粗） 哈尔滨工业大学 哈尔滨工业大学（楷体小 2 号字加粗） 2012 年年 7 月月（年、月用阿拉伯数字， Times New Roman 小 2 号字加粗 国内图书分类号：V448.22 学校代码：10213 国际图书分类号：629.78 密级：公开 工学博士学位
2、论文工学博士学位论文 基于角动量交换的航天器姿态机动 控制方法研究 博 士 研 究 生：郭 延 宁 导 师：马广富 教教授 副导师：李传江 副教授 申请学位：工学博士 学科：控制科学与工程 所 在 单 位：航天学院 答 辩 日 期：2012 年 7 月 授予学位单位：哈尔滨工业大学 Classified Index: V448.22 U.D.C: 629.78 Dissertation for the Doctoral Degree in Engineering ATTITUDE MANEUVER CONTROL OF SPACECRAFT USING ANGULAR MOMENTUM EXC
3、HANGE Candidate： Guo Yanning Primary Supervisor： Prof. Ma Guangfu Secondary Supervisor: Associate Prof. Li Chuanjiang Academic Degree Applied for：Doctor of Engineering Speciality： Control Science and Engineering Affiliation： School of Astronautics Date of Defence： July, 2012 Degree-Conferring-Instit
4、ution：Harbin Institute of Technology 摘 要 - I - 摘 要 随着航天事业的发展，航天任务需求日益多样化，对航天器的敏捷性和稳 定性也提出了更高的要求。通过设计高效的姿态控制方案及控制分配算法，快 速精确地完成姿态机动任务，可显著扩大航天器的可观测范围，实现对重要观 测目标的跟踪或重访，并通过回避不期望或不必要的指向增加有效数据的返回 率。现有研究往往将姿态控制律和控制分配算法分开考虑，在前者的设计中以 系统的稳定性、鲁棒性或最优性等为研究目的，而忽略了执行机构的特性；而 后者则倾向于考虑执行机构的能耗或反应速度，却没有考虑姿态控制的任务需 求。本文以使
5、用控制力矩陀螺或飞轮作为执行机构的航天器为研究对象，以完 成姿态机动任务为最终目标，针对执行机构的物理特性、用于姿态机动的控制 分配算法、考虑执行机构特性的姿态机动控制策略等几个问题进行了深入研究， 主要包括以下几个方面： 针对控制力矩陀螺的力矩放大特性、奇异产生机理、奇异点类型以及奇异 度量等问题进行了分析。通过分析金字塔构型控制力矩陀螺群角动量包络特性 和奇异点的分布情况，阐明了其操纵律设计的难点为回避内部显奇异点。此外， 讨论了冗余飞轮构型的力矩分配策略，并绘制了使用能量最优力矩分配策略的 几种典型飞轮系力矩包络。 为充分发挥执行机构的控制能力，实现与航天器角动量的快速交换，分别 针对控
6、制力矩陀螺群和冗余飞轮系设计了控制分配算法。一方面，以缩小期望 力矩与各控制力矩陀螺角动量的夹角为目的，设计了可快速实现角动量交换的 操纵律；不同于传统的局部操纵律，该操纵律始终以到达饱和角动量为目标， 并未参考当前奇异度量值，故能有效地避免陷入内部显奇异点。另一方面，基 于静态最优化理论和冗余飞轮系力矩包络特性，分别针对四飞轮和多飞轮情况 设计了力矩最优分配策略，以输出期望方向的最大力矩。 考虑执行机构力矩和角动量包络特性，设计了两种欧拉旋转姿态机动控制 策略。第一种参考单轴旋转的时间最优解形式，通过监测航天器绕欧拉轴的旋 转角度和角速度确定控制力矩；为了应对机动过程中的不确定性，进一步设计
7、 了补偿控制器来实时修正航天器旋转方向。第二种为基于姿态误差四元数和角 速度反馈的 PID 递阶饱和控制器。为了确保航天器绕欧拉轴旋转，该控制器 采用了一种沿欧拉轴方向的向量对误差姿态进行约束。两种控制器均基于对航 天器动力学方程的反馈线性化设计，并考虑了航天器角速度约束、执行机构力 哈尔滨工业大学工学博士学位论文 - II - 矩以及角动量约束等各种因素，可以沿最短路径完成姿态机动，具备近时间最 优特性。 针对机动过程中存在禁止姿态集的情况，基于势函数法和反步法设计了航 天器自主姿态机动控制器。为实现对禁止姿态集的回避，结合航天器的运动情 况设计了排斥势函数存在条件，根据同禁止姿态的距离构造
8、了一种新的势函数， 并由此设计了自主姿态机动控制器。此外，针对控制受限和势函数的局部极小 值情况，还分别设计了相应的解决策略。 针对执行机构存在的物理限制和数量限制等情况，分别提出了可实现航天 器姿态机动的控制策略。首先，考虑控制力矩陀螺存在框架角约束情况，设计 了空转与鲁棒伪逆切换的复合控制形式的操纵律，并采用过渡域来消除控制切 换带来的抖动；其中空转的方向和控制切换逻辑均由当前框架角与期望框架角 的关系确定。其次，考虑仅使用两个任意安装的飞轮情况，基于势函数法设计 了欠驱动姿态机动控制器，并利用反正切函数对控制器进行了改进以满足力矩 受限情况，接着还通过稳定性分析得出了控制参数的自调整规则
9、。最后，通过 对力矩输出特性进行理论分析，阐明两个控制力矩陀螺可以沿与其框架轴相关 的两个方向连续地输出力矩，使得航天器可沿着两个特定转轴旋转；受欧拉角 姿态描述法启发，提出可通过绕这两个转轴交错旋转三次完成姿态机动任务， 并设计了几种可行转角的计算方案以及相应的决策指标。 论文针对各种不同姿态机动任务进行了大量的数值仿真，对本文设计方法 的正确性及其实用价值进行了验证。 关键词：航天器；姿态机动；角动量交换；控制分配；控制力矩陀螺；飞轮 Abstract - III - Abstract With the development of the aerospace industry, spac
10、e exploration mission has become increasingly diverse, and higher request on the agility and stability of the spacecraft has been proposed. Various benefits can be achieved if the spacecraft can accomplish attitude maneuver mission fast and precisely by adopting efficient attitude control scheme and
11、 control allocation algorithm. Specifically, it can significantly extend the observation scope of the spacecraft and realize tracking or revisit mission of important target. Besides, it can also increase the return rate of valuable mission data by avoiding undesirable or unnecessary orientation. How
12、ever, the existing studies usually design attitude control scheme and the control allocation algorithm separately, and signify the stability, robustness or optimality in attitude control law design, whereas ignore the characteristics of the actuator. On the other hand, most of the literatures focus
13、on the energy consumption or response speed in control allocation algorithm design without consideration of the control mission requirements. Therefore, consider the spacecraft actuated by control moment gyroscopes (CMG) or flywheels, a serial of problems have been systematically and deeply studied
14、to achieve desirable attitude maneuver performance. These problems include physical characteristics of the actuator, control allocation algorithms for fast attitude maneuver, attitude control strategy for spacecraft maneuver subject to various constraints. The main contents include the following asp
15、ects: The torque amplification characteristics, singularity mechanism, singular point type and singular measure of the CMG are analyzed firstly. Then based on the investigation on the angular momentum envelope and singular points distribution of the pyramid CMG cluster, it is demonstrated that the m
16、ajor challenge of the steering law design should be avoiding the internal impassable singular points. Besides, the torque allocation strategy for redundant flywheel array is also discussed, and torque envelopes for some typical flywheel configurations using energy-optimal allocation strategy are generated. Control allocation algorithms for CMG cluster and flywheel array are proposed respectively to maximize the control capacity, so th
