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航天器在轨转偏置控制下飞轮系统重构方法
| 专利名称： | 航天器在轨转偏置控制下飞轮系统重构方法 |
| 摘要： | 本发明提供了一种航天器在轨转偏置控制下飞轮系统重构方法，根据航天器偏置动量控制目标，通过建立不等式约束条件下的飞轮组线性规划模型，依据优化准则制定飞轮重组策略，实现俯仰轴方向偏置动量输出最大化，重构飞轮控制系统。本发明能够快速建立约束条件下的飞轮重组偏置角动量输出模型，并采用单纯形法进行迭代最优求解，替代陀螺确保卫星正常在轨运行。 |
| 专利类型： | 发明专利 |
| 国家地区组织代码： | 陕西;61 |
| 申请人： | 中国人民解放军63789部队 |
| 发明人： | 卞燕山;陈军;王小乐;张莹;田志海;胡亚军;郑惠强;王刚;郭静 |
| 专利状态： | 有效 |
| 申请日期： | 2019-05-24T00:00:00+0800 |
| 发布日期： | 2019-10-15T00:00:00+0800 |
| 申请号： | CN201910439284.7 |
| 公开号： | CN110329548A |
| 代理机构： | 西北工业大学专利中心 |
| 代理人： | 顾潮琪 |
| 分类号： | B64G1/28(2006.01);B;B64;B64G;B64G1 |
| 申请人地址： | 710043 陕西省西安市咸宁东路462号 |
| 主权项： | 1.一种航天器在轨转偏置控制下飞轮系统重构方法，其特征在于包括以下步骤： (1)以cosαi、cosβi、cosγi表示第i个飞轮安装方向的方向余弦，i＝1,2,…,r，则飞轮阵列的安装矩阵 各个飞轮产生的角动量分别定义为hi，沿卫星本体系三个轴方向的角动量分别为Hx、Hy和Hz，则 记H＝[Hx Hy Hz]Τ，h＝[h1 h2 … hr]Τ，则飞轮组角动量输出方程为H＝Cwh，其中，-h0≤hi≤h0，h0为飞轮饱和状态下产生的最大角动量值； (2)令ti＝hi+h0，建立约束条件下不等式在约束条件下求一组(t1,t2,…,tr)使目标函数达到最小值；目标函数f的极小值就是整星最大偏置角动量-f； (3)引进r+2个非负松弛变量tr+1,tr+2,…,t2r+2，计算t＝[t1,t2,…,t2r+2]Τ，满足且使如下目标函数达到极小值： 其中，E表示单位矩阵； C＝[[-cosβi]1×r,01×(r+2)]1×(2r+2)； (4)将计算得到的t带入hi＝ti-h0，得到各个飞轮的角动量，再利用飞轮组角动量输出方程计算三个坐标轴对应的角动量输出值，即得到偏置动量条件下的飞轮输出组合。 2.根据权利要求1所述的航天器在轨转偏置控制下飞轮系统重构方法，其特征在于：所述的步骤(3)中利用线性规划中的单纯形方法进行求解，计算步骤如下： a)确定初始基变量tB＝[tr+1,tr+2,…,t2r+2]Τ，计算初始基变量的可行解 b)进行最优性检验，计算t所对应的检验数其中，j＝1，2，…，2r+2，Cj是C的第j个元素，若所有检验数σj≤0，则t(0)即为t的最优解；否则转步骤c)； c)选择满足σj＞0对应的变量tj作为换入变量；当有一个以上检验数大于0时，选择最大的一个检验数的基对应的变量作为换入变量； d)计算并选择最小的θl值对应的基变量作为换出变量，其中，bi表示一维列向量b的第i个元素； e)用换入变量tj替换基变量中的换出变量，得到一个新的基，计算新的基变量可行解； f)重复步骤b)～e)，直至计算结束。 |
| 所属类别： | 发明专利 |
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