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申请/专利权人：北京控制工程研究所

摘要：一种双SGCMG与磁力矩器组合的卫星控制方法，解算出两个非平行的SGCMG合成角动量为零所对应的标称框架角。其次，根据标称框架角构型，构造新的控制框架，从而实现将三维控制力矩指令空间分解为分别由SGCMG与磁力矩器来实现的两正交子空间，并根据SGCMG与磁力矩器输出力矩量级给出了不同的控制参数的选择方式。最后，根据不同子空间的控制指令，给出了SGCMG框架角速度指令与考虑磁卸载的磁力矩器控制磁矩求解公式。本发明解决了当控制力矩陀螺发生故障仅余两个可用时的系统姿态控制问题，以达到充分延长卫星使用寿命的目的。

主权项：1.一种双SGCMG与磁力矩器组合的卫星控制方法，卫星上安装至少有两个SGCMG和三个或三个以上磁力矩器，其特征在于，包括步骤如下：1任意选取框架轴互不平行的两个SGCMG，根据被选取的两个SGCMG当前实时的框架角δi，确定被选取的两个SGCMG的合成角动量H合成角动量偏差ΔH、正交标称控制框架；2根据卫星实时的三轴姿态角、卫星实时的三轴姿态角速度、步骤1所述合成角动量H和正交标称控制框架，确定卫星三轴姿态稳定混合控制力矩u；3根据步骤1所述正交标称控制框架和步骤2确定的所述卫星三轴姿态稳定混合控制力矩u，确定SGCMG构型的三轴控制力矩ucmg和磁力矩器构型的三轴控制力矩uCtl_MT；4根据被选取的两个SGCMG当前实时的框架角δi，确定框架角运动方程雅克比矩阵Jacob的伪逆矩阵Jacob#；5根据步骤3确定的SGCMG构型的三轴控制力矩ucmg和步骤4所述伪逆矩阵Jacob#，确定每个SGCMG的指令框架角速度6根据步骤3确定的磁力矩器构型的三轴控制力矩uCtl_MT和步骤1所述合成角动量偏差ΔH，确定磁力矩器构型的三轴综合磁矩MMT，根据三轴综合磁矩MMT确定每个磁力矩器的磁矩控制指令；7根据步骤5确定的每个SGCMG的指令框架角速度和步骤6确定的每个磁力矩器的磁矩控制指令，控制SGCMG按照所述确定的指令框架角速度产生控制力矩，同时控制磁力矩器按照所述确定的磁矩控制指令产生控制力矩，进行卫星姿态控制；步骤1所述两个SGCMG的合成角动量H的确定方法，具体为：H＝h1+h2，hi＝sinδi·Mi+cosδi·Ni，i∈[1,2]；Mi＝[mi1mi2mi3]T，Ni＝[ni1ni2ni3]T；其中，将所述被选取的两个SGCMG按任意顺序编号1～2；δi对应第i个SGCMG的框架角；Mi＝[mi1mi2mi3]T与Ni＝[ni1ni2ni3]T为与第i个SGCMG安装相关的常系数单位向量，Mi矩阵为第i个SGCMG的框架角为90°时，第i个SGCMG高速转子在卫星本体坐标系中的三轴角动量方向，Ni矩阵为第i个SGCMG框架角为0°时，为第i个SGCMG高速转子在卫星本体坐标系中的三轴角动量方向；步骤1所述被选取的两个SGCMG的合成角动量偏差ΔH的确定方法，具体为：ΔH＝H-h01-h02；h01＝g1×g2||g1×g2||；h02＝-g1×g2||g1×g2||；其中，g1为第1个SGCMG的框架轴单位向量，g2为第2个SGCMG的框架轴单位向量；步骤2所述确定卫星三轴姿态稳定混合控制力矩u的方法，具体为：u＝-kpqbo-kdωbo+ωbi×J·ωbi+H+J·ωbo×{Cbo·[0-ωo0]T}； 其中，ωbo为卫星实时惯性角速度在地心轨道坐标系的投影，ωbi为卫星实时惯性角速度在J2000惯性系的投影，ωo为卫星实时轨道角速度，J为卫星惯量矩阵，Cbo表示从卫星轨道系到本体系的姿态余弦矩阵，qbo为从卫星轨道系到卫星本体系的姿态四元数矢量部分，与均为对角阵；步骤3确定SGCMG构型的三轴控制力矩ucmg和磁力矩器构型的三轴控制力矩uCtl_MT的方法，具体为： 步骤6所述确定磁力矩器构型的三轴综合磁矩MMT的方法，具体为： 其中，kp_MT≥0，kI_MT≥0，B为地磁场分量在卫星本体系的投影，time为当前时刻。

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