技术摘要：
本发明一种航天器三超控制可变包络角动量分析方法，适用于兼具有敏捷机动要求与高精度指向控制需求的航天器姿态控制领域。现有的控制力矩陀螺群安装倾角固定不变，难以最大限度的发挥控制力矩陀螺群角动量能力。针对此，设计一种航天器三超控制可变包络角动量分析方法  全部
背景技术：
近年来，以甚高分辨率对地观测为代表航天任务的提出实现航天器快速敏捷机动 与机动到位后的高精度的稳态控制需求。这要求执行机构具备大力矩输出能力以及灵活改 变角动量包络的能力。现有的控制力矩陀螺在安装构型确定后，其安装倾角固定不变。这不 利于执行机构灵活改变整个角动量包络，以满足航天器不同的敏捷机动要求。 现有的控制力矩陀螺固定倾角安装以及其角动量分析方法存在以下不足： 1、无法实现控制力矩陀螺角动量包络的最大化 在目前航天器的姿态控制系统中，控制力矩陀螺都采用固定倾角安装。整个控制 力矩陀螺群的角动量外包络仅依赖于低速框架的改变而实现。一旦安装倾角固定，其角动 量包络已固定。此时的角动量包络是在综合考虑航天器各个轴敏捷机动要求下的折衷，一 定程度下限制了控制力矩陀螺群的角动量包络。 2、无法满足航天器多种敏捷机动的需求 现有的固定倾角安装的控制力矩陀螺群，其角动量包络更接近于球体，以实现航 天器三轴相等的姿态机动能力。但是，在轨航天器的姿态敏捷机动需求多种多样，例如某些 工况下，航天器需要提高滚动轴的敏捷机动能力，而对其余两轴的姿态机动能力要求不高。 此时固定倾角安装的控制力矩陀螺群难以满足航天器多种敏捷机动的需求。
技术实现要素：
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出了一种航天器三超控制可 变包络角动量分析方法，通过分析控制力矩陀螺整个角动量包络与框架角和安装倾角之间 的关系，为分析控制力矩陀螺群的最大角动量包络以及控制力矩陀螺内部奇异特性提供技 术支持。 本发明的技术解决方案是：一种航天器“三超”控制可变包络角动量分析方法，步 骤依次如下： (1)N个控制力矩陀螺群呈正N楞锥安装，其安装倾角设为β。 (2)建立N个控制力矩陀螺群的合成角动量h模型； (3)对N个控制力矩陀螺群，建立安装倾角可变的控制力矩陀螺角动量包络和奇异 面表达函数，即设定当控制力矩陀螺群的框架角组合在奇异状态下对应的奇异方向矢量us 的奇异角动量hs的关系式； (4)将步骤(3)的奇异方向矢量us的参数化，在单位球面坐标系中表示，判断us与步 骤(2)中的h的位置关系，若us垂直于步骤(2)中的h，则该us符合要求，代入步骤(3)中，然后 进行步骤(5)；否则us不符合要求，不能够代入步骤(3)中； 4 CN 111605735 A 说　明　书 2/6 页 (5)根据奇异方向矢量us的奇异角动量hs以及安装倾角β，得到奇异方向矢量us的 奇异角动量hs与安装倾角β的关系式，以实现角动量分析。 优选的，综合控制力矩陀螺布局以及冗余的约束条件，控制力矩陀螺布局的数目N 取2、3、4、5或者6。 优选的，安装倾角，是指正N楞锥的每个楞与正N楞锥底面的夹角。 优选的，N个控制力矩陀螺群呈正N楞锥安装在航天器上。 优选的，N大于等于2。 优选的，步骤(2)建立N个控制力矩陀螺群的合成角动量h模型为： 其中，Hi表示第i个控制力矩陀螺角动量在航天器本体系下的三轴投影，cβ＝cos (β)，sβ＝sin(β)，cδi＝cos(δ Ti)，sδi＝sin(δi)，(i＝1,2,…,N)。δ＝[δ1，δ2，…，δN] 为控制力 矩陀螺群低速框架角矢量阵。δi为第i个控制力矩陀螺的框架转角。h0为控制力矩陀螺的标 称角动量，其中角动量分配阵As为： 优选的，控制力矩陀螺，为单框架控制力矩陀螺，N个控制力矩陀螺群中的每个控 制力矩陀螺均相同。 优选的，控制力矩陀螺群的框架角组合，是指：N个控制力矩陀螺群中各个控制力 矩陀螺的框架转角组成的序列 优选的，步骤(3)对N个控制力矩陀螺群，建立安装倾角可变的控制力矩陀螺角动 量包络和奇异面表达函数，即设定当控制力矩陀螺群的框架角组合在奇异状态下，对应的 奇异方向矢量us的奇异角动量hs表示为 以上公式即为安装倾角可变的控制力矩陀螺角动量包络和奇异面表达函数；其 中， sign( )为取号函数， 表示第i个控制力矩陀螺在奇异方向矢量us的 奇异角动量； 优选的，当εi的i取不同值能够得到不同的角动量奇异面；奇异方向矢量us遍历整 个单位球空间中的单位矢量时，则可绘制N个控制力矩陀螺群的奇异角动量面。 本发明与现有技术相比的优点在于： (1)在目前航天器的姿态控制系统中，控制力矩陀螺都采用固定倾角安装，整个控 制力矩陀螺群的角动量固定。此时的角动量包络是在综合考虑航天器各个轴敏捷机动要求 5 CN 111605735 A 说　明　书 3/6 页 下的折衷，一定程度下限制了控制力矩陀螺群的角动量包络，而本发明实现了控制力矩陀 螺角动量包络的最大化， (2)本发明提出的一种航天器“三超”控制可变包络角动量分析方法，改变安装倾 角，能够实现在XOY平面内控制力矩陀螺群合成角动量由250Nms提高到261Nms，在Z轴方向 控制力矩陀螺群合成角动量由145Nms提高到279Nms。 (3)现有的固定倾角安装的控制力矩陀螺群，其角动量包络更接近于球体，以实现 航天器三轴相等的姿态机动能力，难以满足航天器多种敏捷机动的需求，而本发明能够满 足航天器多种敏捷机动的需求。 (4)本发明提出的一种航天器“三超”控制可变包络角动量分析方法，能够通过安 装倾角控制，动态实时调整控制力矩陀螺群角动量包络，即能够实现由接近于球体的角动 量向椭球角动量包络甚至扁球形的角动量包络改变，通过动态实时调节安装构型倾角和低 速框架角度，以满足航天器多种敏捷机动的需求。 附图说明 图1为本发明的设计方法流程图； 图2为安装倾角固定的角动量包络示意图； 图3为安装倾角可变的角动量包络示意图。