混合控制技术(飞轮+控制力矩陀螺)

一、混合控制背景
控制力矩陀螺(CMGs)与动量轮(MWs)都属动量交换装置，是航天器姿控系统采用的主要执行机构。

动量轮能产生精确连续但幅值较小的力矩，通常应用于中小型高精度三轴稳定卫星。

单框架控制力矩陀螺(SGCMGs)输出力矩大且控制效率高，适用于长寿命大型航天器，但其固有的构型奇异给操纵律设计带来了很大困难。

另一类单框架变速控制力矩陀螺(VSCMGs)在仅姿控时没有奇异问题，但由于其结构和控制的复杂性，至今尚未应用于工程实际。

鉴于SGCMGs和MWs在技术上都比较成熟，采用两者组成混合执行机构，可以取长补短，发挥各自的优势，共同实现航天器的高性能姿态控制。

二、混合控制研究进展
混合执行机构的概念提出较早。

早在1973年就提出采用金字塔构型SGCMGs 和三个MWs共同进行大型太空望远镜姿态稳定控制的方案，在不考虑外干扰力矩时，仿真结果很好[1]。

其后，文献[2]提出在航天器姿态机动控制中可用SGCMGs 进行姿态粗控，MWs进行姿态精确调整的方案，并设计了相应的控制器，取得了很好的效果。

对于带有大型运动部件的卫星，文献[错误！未定义书签。

]提出利用金字塔构型MWs进行本体姿态控制，而利用1个SGCMG补偿运动部件产生的干扰力矩，也得到了很好的仿真结果。

在航天器能量姿态一体化控制中，也提出利用SGCMGs与MWs共同完成这一任务的方案[3,4]。

由此可见，针对不同的航天任务，可对SGCMGs和MWs进行合理配置，以实现高性能的姿态控制。

实际上，仅利用SGCMGs进行航天器姿态跟踪时，现存的操纵律都会遇到一些问题：零运动操纵律无法避免显奇异点，且在SGCMGs构型接近奇异时，框架角速度解过大甚至无解；而鲁棒伪逆和广义鲁棒伪逆操纵律旧[5]都会导致力矩误差，使跟踪精度下降。

因此可考虑利用SGCMGs和MWs组成的混合执行机构来解决这些问题。

文献[6]基于姿态跟踪任务对混合执行机构奇异性进行分析的基础上，利用奇异值分解的方法对指令力矩进行了显示分配，将SGCMGs奇异时沿奇异方向的指令力矩分配给MWs。

在对SGCMGs和MWs的指令力矩分配完成后再分别设计各自的操纵律。

虽然VSCMGs结构和控制的复杂性，至今尚未应用于工程实际，但文献[7]在理论上论证了其优越性(研究了使用飞轮和VSCMG的基于动量管理的IPACS问题，设计了使用飞轮和VSCMG角动量执行机构的基于动量管理的IPACS框架，得出基于动最管理的IPACS优于单独的IPACS，在同时完成姿态摔制和能量存储
任务时，由于进行了动量管理，可以使飞轮和VSCMG远离奇异和饱和，延长空间站在轨寿命。

相对于飞轮而言，VSCMG因同时具备飞轮和CMG特点更适用于空问站长期在轨的姿态控制和能量存储要求)。

三、混合控制系统的控制分配问题
传统的航天器姿态控制中，通常是设计控制律得到所需的力矩，然后由执行机构的操纵律执行。

因此，在一定范围内，给定三轴所需力矩，这三个控制量的分配便是唯一的。

但在航天器中，用来产生力矩的执行机构有冗余，且这些执行机构都有一定的物理限制，如飞轮的饱和及控制力矩陀螺的奇异等。

所以，如何在物理限制约束下，使所需的控制量最优分配到各执行机构上。

从而产生最有效的操纵力矩，这是一个很实际且急待解决的问题。

从控制分配角度讲,异构多执行机构航天器控制分配在满足性能指标的同时还具有3个特点:
1“多输入”:在满足高性能指标的前提下,多个执行机构同时参与飞行器控制,即输入控制变量不惟一。

2“多约束”:约束主要是控制约束,即执行机构物理上的约束和限制和性能指标对输入变量的约束,这两方面导致输出量具有不等式约束。

3“异构”,执行机构具有不同结构、不同特性,该特性用输入控制变量的速率特性来表征,即输入控制变量变化速率具有不等式约束。

因此多执行机构控制分配,可以归结为众多限制条件下,根据系统要求和执行机构特性合理地协调众多执行机构问题。

针对这些特点，文献[8]设计的分散鲁棒控制器，提出了一种混合控制新方案，即在传统的混合控制中，引入控制分配环节，以实现燃料最优等目标。

它在控制效果上基本保持不变，但执行机构的能量消耗大幅减小。

另外，一旦混合系统中某个执行机构出现故障，其他机构仍可以实现预先设定的目标。

文献[9]提出了遗传算法和数学规划方法相结合解决控制分配问题新方法。

四、NASA工程实例的设想[3]
近年来，国际空间站(ISS)酬载办事处资助了飞轮能量存储技术项目。

这个项目可以明显增加在轨站的能量存储的容量，同时消减了化学电池替换的开销和时间。

国际空间站能量存储系统（FESS）的每个设备都由两个反转的磁悬浮飞轮组成。

发电机组同转子相连形成电力系统，以便储存能量。

每个转子由金属轮毂和
合成材料的轮缘组成，转速可达到18000至60000转每分钟。

FESS可以由48对飞轮组取代ISS集成结构的所有电池。

然而FESS所提的方案中都是仅仅用于能量储存的，没有姿态控制的。

ISS的姿态由四个控制力矩陀螺（CMGs）,和一个反作用力系统动组成。

CMGs 在2001年9月实验舱安装后启用。

其中一个CMG在2002年6月轴承损坏，比预计寿命8.5年的16%还要短。

CMGs在大部分时间里可以在不消耗RCS推进剂的前提下进行姿态控制；然而，在特定的情况下，比如轨道交会对接，CMGs将饱和。

饱和卸载需要RCS消耗推进剂，从地球补充燃料每磅需要花费10,000美元到20,000美元。

48对FESS飞轮可具有大约120,000Nms的角动量；其中50%到75%可以用于能量存储，剩下的30,250到60,500Nms用于姿态控制，这个量将是现有4个CMGs可具有的角动量的1.5倍到3倍。

FESS或者相似的系统在即使所有CMGs 损坏的情况下提供动量交换的备份系统。

飞轮系统可以辅助CMGs,这个系统将比只用CMGs进行更快更大的角度机动，可以在任务中更好的分配所需的CMG的角动量，例如大载荷的运程操作，自旋系统的加速减速，带有永磁的α磁谱实验。

这通用可以消减CMGs卸载的燃料消耗。

参考文献
[1] Achieving ultrahigh accuracy with a body pointing CMG/RW control system.
[2] Mixed Control Moment Gyro and Momentum Wheel Attitude Control Strategies
[3] Dynamics and Control of Attitude, Power, and Momentum for a Spacecraft Using Flywheels and Control Moment Gyroscopes.pdf
[4] Robust Reorientation and Power Controller Using Flywheels and Control Moment Gyroscopes
[5] New Singularity Escape Avoidance Steering Logic for Control Moment Gyro Systems
[6] 采用单框架控制力矩陀螺和动量轮的航天器姿态跟踪控制研究
[7] 空间站基于动量管理的集成能量与姿态控制系统
[8] 复合航天器姿态分散鲁棒控制与控制分配研究
[9] 基于遗传算法的多执行机构控制分配策略。