DE69911184T2

DE69911184T2 - Ständige raumfahrzeugslageregelung, wobei singularitätszustände bei der kontrollmomentumsgyroanordnung vermieden werden

Info

Publication number: DE69911184T2
Application number: DE69911184T
Authority: DE
Inventors: A. David BAILEY; J. Christopher HEIBERG; Bong Wie
Original assignee: Honeywell Inc
Current assignee: Honeywell Inc
Priority date: 1998-03-16
Filing date: 1999-03-15
Publication date: 2004-06-03
Anticipated expiration: 2019-03-16
Also published as: JP2002510816A; EP1064591B1; WO1999052021A2; WO1999052021A3; EP1064591A2; US6131056A; DE69911184D1; RU2000125884A

Description

ERFINDUNGSGEBIET
Die vorliegende Erfindung betrifft Satelliten- und Robotersysteme, die beispielsweise die Orientierung eines Satelliten unter Verwendung mehrerer Steuermomentkreisel (CMG) steuern.
ALLGEMEINER STAND DER TECHNIK
Die Lage eines manövrierbaren Raumfahrzeugs oder Satelliten wird oftmals mit einem Steuermomentkreiselarray aufrechterhalten und justiert, da diese Einrichtungen ein hohes Drehmoment und eine hohe Drehmomentverstärkung bereitstellen. Ein typischer CMG ist eine auf einem Kardanring aufgehängte, sich drehende Masse mit einem Aktuator, der ihn auf der Kardanachse dreht, wodurch ein Drehmoment erzeugt und ein Drehimpuls akkumuliert wird. Der Drehimpuls ist das Integral des Drehmoments über die Zeit. Oft wird ein Array aus n > 3 CMGs verwendet, was eine Lagesteuerung mit einer gewissen Redundanz gestattet. Jedes CMG weist einen im wesentlichen auf einer Ebene beschränkten Drehimpuls (h) auf, und der Drehimpulsvektor des Kreisels verläuft fast orthogonal zur Kardanachse. Der Orthogonalitätsfehler ist so klein, daß er den Betrieb des CMG, das Array aus CMGs oder die Lagesteuerung des Satelliten nicht beeinflußt. Die Radgeschwindigkeit des CMG ist bei den meisten Anwendungen im wesentlichen konstant, muß dies aber nicht sein, damit die vorliegende Erfindung funktioniert. Das vom CMG erzeugte Drehmoment Q ist das Ergebnis des Kreuzprodukts Q = .xh, wobei . die Kardangeschwindigkeit und h der Drehimpuls des Rotors ist, und falls eine variierende Radgeschwindigkeit vorgesehen ist, dann existiert ein zusätzlicher Term Q = .xh + h . wobei der Drehimpuls h definiert ist als h = JΩ und h . = J ., wobei J das Trägheitsmoment des sich drehenden Rads und Ω die Drehgeschwindigkeit des Rads ist.
Traditionellerweise berechnet die Lagesteuerung die gewünschten Lagegeschwindigkeiten . _d für den Satelliten, die die Lageschwindigkeiten in drei Achsen sind. Die Geschwindigkeiten den Kardanwinkels (δ) für das CMG-Array werden unter Verwendung des pseudoinversen Steuergesetzes . = A^T(AA^T)^–1J_s . _c berechnet, wobei J_s das Satellitenmoment der Trägheitsmatrix und A die jacobische Determinante des Drehimpulses des CMG-Arrays bezüglich des Kardanwinkels
ist, wobei h die die Summe des Drehimpulses des CMG-Arrays ist,
. Da die A-Matrix eine Funktion der Kardanwinkel ist und sich die Kardanwinkel ändern, um am Raumfahrzeug ein Drehmoment zu erzeugen, kann der Rang von A von 3 auf 2 abfallen, was ein singulärer Zustand ist, und das Pseudoinverse kann nicht berechnet werden.
Die europäische Patentschrift Nr. 0 672 507 offenbart die Steuerung eines Roboters bei oder in der Nähe von Singularitäten.
Kurze Darstellung der Erfindung
Die vorliegende Erfindung stellt eine Satellitenlagesteuerung wie in Anspruch 1 definiert bereit.
Eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung besteht darin, die Geschwindigkeit beim Umorientieren eines Satelliten zwischen zwei Objekten signifikant zu erhöhen, indem der von dem zur Verfügung stehenden Drehimpuls von den CMGs mehr ausgenutzt wird.
Einige CMGs werden gemäß der Erfindung mit einer Regelung umorientiert, während einige mit einer Steuerung umorientiert werden.
Gemäß der Erfindung wird der Drehmomentbefehl wie zuvor berechnet: h . _c = J_s . _c. Unter Verwendung von h . _c ist die Richtung des Drehmoments bekannt. Der Drehimpuls ist das Integral des Drehmoments, so daß das größte Integral des Drehmoments in der Richtung von h . _c der Sättigungsdrehimpuls in dieser Richtung ist. Die Kardanwinkel für den Sättigungsdrehimpuls sind eindeutig, somit werden die eindeutigen Kardanwinkel für das Sättigungsdrehmoment in der Richtung h . _c nämlich δ_hs berechnet. Unter Verwendung der tatsächlichen Kardanwinkel δ_A und der Sättigungskardanwinkel δ_hs kann die korrekte Bewegungsrichtung für die Kardanwinkel für den kürzesten Weg zum Sättigungsdrehimpuls berechnet werden. Falls eine Kardanwinkelrichtung unter Verwendung des modifizierten Pseudoinversen . = A^T(AA^T + kI)^–1 h . _c für einen bestimmten CMG in der falschen Richtung verläuft, wird dieser CMG durch kardanische Aufhängung zum Sättigungsdrehimpuls-Kardanwinkel gesteuert. Die anderen CMGs werden unter Verwendung der modifizierten pseudoinversen Steuerung geregelt.
Weitere Aufgaben, Vorzüge und Merkmale der Erfindung ergeben sich aus der folgenden Erörterung einer oder mehrerer Ausführungsformen.
KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNG
1 ist ein Funktionsblockschaltbild, das eine die vorliegende Erfindung verkörpernde Steuerung zeigt, um einen Satelliten als Reaktion auf einen Rotationssignalbefehl q_c zu drehen.
2 ist ein Blockschaltbild, das einen Satelliten mit CMGs zeigt, die gedreht werden, um die Lage des Satelliten als Reaktion auf individuell erzeugte Winkelgeschwindigkeitssignale zu ändern.
3 zeigt zwei mögliche Wege zur Umorientierung zwischen zwei Objekten.
BESTER WEG ZUM AUSFÜHREN DER ERFINDUNG
Es versteht sich, daß 1 Funktionsblöcke zeigt, die durch Hardware oder Software umgesetzt werden können, bevorzugt letztere bei einer computerbasierten Satellitensteuerung, die ein oder mehrere Signalprozessoren enthält, die so programmiert sind, daß sie Ausgangssignale zum Steuern von CMGs am Satelliten erzeugen, wie im folgenden erläutert wird.
Der Prozeß wird im Grunde für einen einzigen Signalweg zwischen den zwei Punkten gezeigt, doch versteht sich, daß einzelne Linien Vektordaten darstellen, die dreidimensional sind, nämlich für die Satellitenlage, die Lagegeschwindigkeit und das Drehmoment, und n-dimensional für die Signale, die die n CMGs betreffen. 1 zeigt drei (n = 3) CMGs. Das in 1 gezeigte Steuerverfahren wird dazu verwendet, den Satelliten auf seiner Achse von einer Sichtlinie eines Objekts A zu einer Sichtlinie eines Objekts B in 2 nachzuführen oder zu drehen. Eine typische Regelung folgt einem Eigenachsendrehweg „alt" durch Steuern der CMGs auf der Basis der tatsächlichen (anhand des Lagebestimmungssystems ADS in 3 bestimmt) und gewünschten Weglage. Die Erfindung ist jedoch nicht darauf beschränkt, einen Eigenachsenweg zu verfolgen, wie erläutert wird.
Die gewünschte Satellitenlage am Eingang 2, dargestellt als Euler-Winkel, Quaternionen, Gibbs-Parameter oder auch beliebige andere zweckmäßigerweise zur Beschreibung der Lage eines Satelliten, verglichen bei 8 mit der tatsächlichen Lage am Eingang 4 erzeugt durch die Trägheitsmeßeinheit (IMU = Intertial Measurement Unit) 6 oder ein beliebiges anderes Verfahren zum Bestimmen der Satellitenlage. Mit dem Lagefehler 10 wird von der Lagesteuerung 12 am Ausgang 54 eine gewünschte Körpergeschwindigkeit ω_c erzeugt. Der Drehmomentbefehl h . _c am Ausgang 18 wird bei 16 aus der Raumfahrzeugträgheitsmatrix J, nämlich h . _c = J . _c berechnet. Mit dem modifizierten Pseudoinversen werden die Regelkardangeschwindigkeiten . _P-1(38), nämlich . _P-1 = A^T(AA^T + kI)^–1 h . _c (36) berechnet. Der addierte Term kI soll die Gleichung davor bewahren, unbestimmbar zu werden, wenn die Lösungstrajektorie durch innere Singularitäten verläuft, denen man nicht entrinnen könnte, wenn diese Steuerung nicht verwendet würde. Bei Beginn eines durch den Empfang eines neuen Lagebefehls erzeugten Übergangs wird mit dem bei 18 erzeugten Drehmomentbefehl h . _c bei 20 der bei 22 erzeugte maximale Drehimpuls H_max berechnet, der der maximale Drehimpuls ist, der in der Richtung von h . _c von dem Array (n CMGs) zur Verfügung steht. H_max ist ein Sättigungsdrehimpuls, der zu einem bei 26 erzeugten eindeutigen Satz von Kardanwinkeln δh_s führt, die den Sättigungsdrehimpuls liefern. Die Sättigungskardanwinkel werden bei 28 mit den bei 30 erzeugten tatsächlichen Kardanwinkeln δ_a und dem bei 31 erzeugten Kardanwinkelfehler δ_e verglichen und von der Kardansteuerung 32 dazu erzeugt, einen Kardangeschwindigkeitsbefehl . _chs bei 34 zu erzeugen, der die Drehrichtung darstellt, die den kürzesten Weg zum Sättigungsdrehimpuls liefert. Falls sich irgendwelche CMGs kardanisch vom Sättigungskardanwinkel weg drehen, dann werden sie bei 40 individuell zum kürzesten Weg umgeschaltet. Wenn CMGs aus der Regelung herausgeschaltet werden, wird ein Teil der durch die herausgeschalteten CMGs erzeugten Querachsenbewegung zur gewünschten Lage addiert, so daß die Regel-CMGs den Effekt nicht entfernen. Wenn der Steuer-CMG sein Manöver zu der Sättigungsoberfläche abschließt, wird der Kreuzachseneffekt wieder herausgenommen. Der Kardangeschwindigkeitsbefehl 34 oder 42 hängt von dem Schaltpositionsbefehl der Kardansteuerung 42 ab. Die Kardansteuerung ändert die Kardanwinkel, was auf den Satelliten ein Drehmoment ausübt und die Meßwerte von den Sensoren 6 beeinflußt, was den Regelkreis schließt.
Die Erfindung ist im Kontext einer Satellitensteuerung erläutert worden, kann aber in Systemen wie etwa Robotersystemen verwendet werden, bei denen man Singularitäten antreffen kann. Mit dem Nutzen der vorausgegangenen Erörterung der Erfindung kann der Durchschnittsfachmann in der Lage sein, die Erfindung und die Komponenten und Funktionen, die beschrieben worden sind, ganz oder teilweise zu modifizieren, ohne von der Erfindung abzuweichen.

Claims

Satellitenlagesteuerung 12, die folgendes umfaßt: mehrere Steuermomentkreisel (control moment gyroscopes); ein Mittel zum Erzeugen von Kardanringsignalen, um den Satelliten aus einer ersten in eine zweite räumliche Position auf einer gedachten Kugeloberfläche um den Satelliten herum zu drehen; ein Regelmittel zum Liefern von Kardanringsignalen an die Steuermomentkreisel, um zu bewirken, daß sich der Satellit auf der Kugeloberfläche entlang eines Wegs zu der zweiten räumlichen Position dreht, wobei das Regelmittel die Drehung jedes Steuermomentkreisels als Funktion der Differenz zwischen der tatsächlichen räumlichen Position des Satelliten und der zweiten räumlichen Position steuert; ein Mittel zum Erzeugen eines Signals, das angibt, daß die Regelung für mindestens einen Steuermomentkreisel eine Singularität erzeugt hat, und in diesem Fall zum Liefern der Kardanringsignale zum Steuern der Drehung des entsprechenden Steuermomentkreisels unter Verwendung einer Steuerung, wobei die Steuerung ein Mittel zum Drehen eines Steuermomentkreisels umfaßt, um ihre maximal verfügbare Rotationswinkelgeschwindigkeit am Satelliten zu erzeugen.