CN102001453A - 一种增加前馈补偿改善磁控能力的方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种增加前馈补偿改善磁控能力的方法，包括：(1)根据卫星上双轴帆板的A轴转角α_F和B轴转角β_F，以及地磁场强度矢量

计算前馈补偿力矩T_F，本方法中涉及的外扰力矩主要是重力梯度力矩(2)采用比例-微分控制律计算x轴的常规磁控力矩(3)根据前馈补偿力矩T_F与常规的磁控力矩T_m计算卫星Y轴的磁矩M_y，本发明方法可以在不增加硬件设备的条件下，大大提高偏置动量卫星的磁控能力，有效地改善姿态控制精度，本发明方法已经过在卫星轨测试，取得良好的效果，当卫星所受外扰较大的情况下，可以将姿态指向精度从1度提高至0.5度以内，大大改善了卫星的姿态控制指标。

Description

一种增加前馈补偿改善磁控能力的方法

技术领域

本发明涉及一种卫星的磁控方法，特别是涉及一种增加前馈补偿改善磁控能力的方法，为适用于偏置动量卫星的磁控技术。

背景技术

偏置动量卫星是指卫星在轨运行时，在轨道面法线方向保持一个固定的星体角动量，一般这个角动量是由星体内安装的动量轮保持在一个固定转速来实现的。因为偏置动量卫星在空间的定轴性(类似陀螺的运动)，决定这种构型的卫星具有着良好的抗干扰性，并且作为一种高可靠，低配置的卫星目前得到广泛的应用。偏置动量卫星的控制系统一般采用磁控+轮控的控制方案：即，卫星的-Y轴(轨道面法线方向)配置有动量轮，并长期保持在某固定转速，形成偏置动量构型，并且该动量轮还被用来进行Y轴的姿态控制。同时，卫星中的X轴和Z轴姿态由磁力矩器输出的力矩进行控制，控制律一般采用比例-微分(PD)控制律。

遥感九号卫星作为一个偏置动量卫星，与其他卫星有着不同之处：遥感九号卫星由于任务需要星上配置有双轴太阳帆板驱动机构，根据图2所示，双轴帆板安装于卫星的一侧，帆板有两个旋转自由度，分别称为A轴和B轴，其工作方式类似一个关节。其中A轴在卫星对地定向时以垂直轨道面的方向旋转，B轴嵌套在A轴之内，即A轴可以带动B轴一起旋转。B轴的旋转方向定义是，当帆板处于零位状态(零位定义为A轴和B轴的转角输出均为0的状态)，卫星前进的方向即为B轴的旋转方向。遥感九号卫星的B轴旋转范围在-40度到+40度之间。随帆板B轴转角的增加，卫星的转动惯量随之改变，而转动惯量的变化会带来重力梯度干扰力矩的增大(重力梯度计算公式可以参见《卫星姿态动力学与控制》，宇航出版社，屠善澄主编，P49～54)。在遥感九号卫星中，重力梯度力矩最大时，在星体X方向产生的干扰力矩接近2×10^-4Nm，比一般此类卫星大了一个数量级。而按照一般卫星的外扰(外扰量级在10^-5Nm左右)而设计的比例-微分控制律此时已不能完全消除这么大的干扰力矩，导致的后果是卫星X轴的姿态控制精度变差。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种增加前馈补偿改善磁控能力的方法，该方法通过在原有比例-微分控制律中增加一个前馈补偿项，可以有效解决偏置动量卫星X轴方向磁控能力不足的问题，从而增强磁控能力，有效改善卫星的姿态控制精度。

本发明的上述目的是通过如下技术方案予以实现的

一种增加前馈补偿改善磁控能力的方法，包括如下步骤：

(1)根据卫星上双轴帆板的A轴转角α_F和B轴转角β_F，以及地磁场强度矢量

计算前馈补偿力矩T_F，具体方法如下：

T_F＝SIGN_α·SIGN_β·SIGN_Bz·FV

其中： ${\stackrel{\→}{B}}_b={[B_{\mathrm{bx}},B_{\mathrm{by}},B_{\mathrm{bz}}]}^T,$ $\left|B_b\right|=\sqrt{{B_{\mathrm{bx}}}^2+{B_{\mathrm{by}}}^2+{B_{\mathrm{bz}}}^2}$

B_bx，B_by，B_bz分别为地磁场强度矢量

在卫星笛卡尔坐标系x轴、y轴、z轴的分量；

SIGN_β＝sign(β_F)；

SIGN_Bz＝sign(B_bz)；

sign()为取符号函数；

$\mathrm{FV}=\left\{\begin{array}{cc}{k}_{F2}& \frac{\mathrm{\&pi;}}{6}<\left|{\mathrm{\&beta;}}_F\right|\\ k_{F1}& \frac{\mathrm{\&pi;}}{12}<\left|{\mathrm{\&beta;}}_F\right|\&le;\frac{\mathrm{\&pi;}}{6}\\ 0& \left|{\mathrm{\&beta;}}_F\right|\&le;\frac{\mathrm{\&pi;}}{12}\end{array}\right.;$

k_F1，k_F2为补偿力矩幅值的分段参数，且k_F2＞k_F1。

所述卫星双轴帆板的A轴和B轴为卫星帆板具有的两个旋转自由度，其中A轴以垂直卫星运行轨道面的方向旋转，B轴嵌套在A轴之内，即A轴可以带动B轴一起旋转，B轴的旋转方向定义为：当帆板处于零位状态，卫星前进的方向即为B轴的旋转方向，所述零位状态是指A轴和B轴的转角输出均为0的状态；

(2)根据比例-微分控制律计算出常规的磁控力矩T_m，计算公式如下：

其中：

k_PX：比例-微分控制律中位置的修正系数；

k_DX：比例-微分控制律中速度的修正系数；

B_bx，B_bz：地磁场强度矢量

在X轴，Z轴的分量

卫星X轴的姿态角；

卫星X轴的姿态角速度；

(3)根据前馈补偿力矩T_F与常规的磁控力矩T_m计算卫星Y轴的磁矩M_y，公式如下：

(4)卫星Y轴的磁矩M_y和地磁场

作用后产生X轴的磁控力矩T，用于卫星的姿态控制。

在上述增加前馈补偿改善磁控能力的方法中，步骤(1)中补偿力矩幅值的分段参数k_F1∈[1×10⁹，5×10⁹]，k_F2∈[2×10⁹，6×10⁹]。

在上述增加前馈补偿改善磁控能力的方法中，步骤(1)中补偿力矩幅值的分段参数k_F1＝3×10⁹，k_F2＝3.5×10⁹。

在上述增加前馈补偿改善磁控能力的方法中，步骤(2)中位置的修正系数k_PX∈[1×10⁷，8×10⁷]，速度的修正系数k_DX∈[2×10⁸，2×10⁹]。

本发明与现有技术相比具有以下优点：

(1)本发明根据外扰的大小和方向，计算出前馈补偿力矩，在原有比例-微分控制律中中增加了前馈补偿力矩，可以在不增加硬件设备的条件下，大大提高偏置动量卫星的磁控能力，有效地改善姿态控制精度，本发明方法已经过在卫星轨测试，取得良好的效果，当卫星所受外扰较大的情况下，可以将姿态指向精度从1度提高至0.5度以内，大大改善了卫星的姿态控制指标；

(2)本发明经过大量的系统实验和数学仿真，并经过卫星在轨测试验证，确定了补偿力矩幅值的分段参数k_F1，k_F2的取值范围，分别为k_F1∈[1×10⁹，5×10⁹]，k_F2∈[2×10⁹，6×10⁹]，从而计算出了前馈补偿力矩，在常规磁控计算中加入该方法计算出的前馈补偿力矩，大大提高了卫星的磁控能力和姿态控制精度，经过卫星在轨测试，取得了很好的效果，特别是在遥感九号卫星中选取k_F1＝3×10⁹，k_F2＝3.5×10⁹，进行在轨测试验证，结果表明精度在0.4°范围内，比增加前馈补偿前X轴姿态控制精度提高了一倍；

(3)本发明方法可以更合理地利用星上现有的设备，让磁力矩器发挥更大的作用，与原来的比例-微分控制律没有使星上的磁力矩器在抵消外扰上发挥出最大的力量相比，本发明可以让控制律更加完善，令卫星在轨运行得更加安全稳定；

(4)本发明前馈补偿力矩的计算方法过程简单，易于实现，是十分经济可行的星上磁控补偿算法，并且可以推广到任何已知外扰情况下的磁控算法中，具有很强的实用性；

本发明方法已经在遥感九号卫星上进行了应用，并取得了很好的效果。

附图说明

图1为本发明增加前馈补偿改善磁控能力方法的流程图；

图2为本发明双轴帆板驱动机构的结构示意图；

图3为引入前馈补偿前X轴和Z轴的姿态曲线；

图4为本发明引入前馈补偿后X轴和Z轴的姿态曲线。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：

如图2所示为本发明双轴帆板驱动机构的结构示意图，由图可知帆板通过帆板驱动机构安装于卫星的一侧，帆板有两个旋转自由度，分别称为A轴和B轴，其工作方式类似一个关节，其中A轴在卫星对地定向时以垂直轨道面的方向旋转，B轴嵌套在A轴之内，即A轴可以带动B轴一起旋转。B轴的旋转方向定义是，当帆板处于零位状态(零位定义为A轴和B轴的转角输出均为0的状态)，卫星前进的方向即为B轴的旋转方向，图2中所示的状态即为零位状态。安装于遥感九号卫星的双轴帆板驱动机构的B轴旋转范围在-40度到+40度之间，随帆板B轴转角的增加，卫星的转动惯量随之改变，而转动惯量的变化会带来重力梯度干扰力矩的增大，在遥感九号卫星中，重力梯度力矩最大时，在星体X方向产生的干扰力矩接近2×10^-4Nm，比一般此类卫星大了一个数量级。

当偏置动量卫星X轴所受外扰较大，且外扰的变化已知，但比例-微分控制律算出的磁控力矩不足以抵消此外扰引起的姿态波动时，采用本发明方法在原有比例-微分控制律中增加一个前馈补偿项，就可以增强磁控能力，有效改善姿态控制精度。

在需要进行磁控的卫星中一般配有三个磁力矩器，分别平行于卫星的三个坐标轴X轴，Y轴和Z轴。磁力矩器上产生的磁矩，记为

其中平行于X轴的磁力矩器产生的磁矩为M_x，平行于Y轴的磁力矩器产生的磁矩为M_y，平行于Z轴的磁力矩器产生的磁矩为M_z，磁矩和卫星所处位置的地磁场

相互作用才能产生磁控力矩

即 $\stackrel{\&RightArrow;}{T}=\begin{array}{c}\left[\begin{array}{c}{T}_x\\ T_y\\ T_z\end{array}\right]\end{array}=\stackrel{\&RightArrow;}{M}\&times;{\stackrel{\&RightArrow;}{B}}_b=\left[\begin{array}{c}-M_z{B}_{\mathrm{by}}+M_y{B}_{\mathrm{bz}}\\ M_z{B}_{\mathrm{by}}-M_x{B}_{\mathrm{bz}}\\ -M_y{B}_{\mathrm{bx}}+M_x{B}_{\mathrm{by}}\end{array}\right],$

上式中符号×表示矢量的叉乘，是磁控力矩，

是地磁场强度矢量，

可以由卫星上装配的磁强计测量得出，也可以根据地磁场公式计算得到(地磁场强度矢量

的推导公式参见《卫星姿态动力学与控制》，宇航出版社，屠善澄主编，P65～73)。

由

公式可以看出，Y轴的磁力矩器输出的磁矩M_y和地磁场

作用后，可以产生X轴的磁控力矩T_x。

为了得到X轴合适的磁控力矩T_x，就需要计算Y轴的磁矩M_y。首先按比例-微分控制律计算出常规的磁控力矩T_m，再结合卫星帆板转角和地磁场强度等信息计算出前馈补偿力矩T_F，两者相加经变换最后得到Y轴磁力矩器输出的磁矩M_y。

具体的实现方法如下：

(1)根据地磁场强度矢量

计算SIGN_Bz，记

SIGN_Bz＝sign(B_bz)，sign()为取符号函数，即取正(+)或负(-)。

根据帆板A轴转角α_F的相位得出SIGN_α，

即当

或时，SIGN_α＝-1；

当时，SIGN_α＝1。

根据B轴转角β_F的大小得出FV，根据β_F的方向得出SIGN_β，

SIGN_β＝sign(β_F)，sign()为取符号函数

$\mathrm{FV}=\left\{\begin{array}{cc}{k}_{F2}& \frac{\mathrm{\&pi;}}{6}<\left|{\mathrm{\&beta;}}_F\right|\\ k_{F1}& \frac{\mathrm{\&pi;}}{12}<\left|{\mathrm{\&beta;}}_F\right|\&le;\frac{\mathrm{\&pi;}}{6}\\ 0& \left|{\mathrm{\&beta;}}_F\right|\&le;\frac{\mathrm{\&pi;}}{12}\end{array}\right.$

上式中，k_F1，k_F2为补偿力矩幅值的分段参数，取值来自系统实验和数学仿真，并经过卫星在轨测试验证，k_F1∈[1×10⁹，5×10⁹]，k_F2∈[2×10⁹，6×10⁹]，并且k_F2＞k_F1。

即当

时，FV＝k_F2，

当

时，FV＝k_F1，

当

时，FV＝0。

综合上述信息得到前馈补偿力矩T_F，具体计算公式如下：

T_F＝SIGN_α·SIGN_β·SIGN_Bz·FV。

(2)根据比例-微分控制律计算出常规的磁控力矩T_m，计算公式如下：

其中：

k_PX：比例-微分控制律中位置的修正系数；

k_DX：比例-微分控制律中速度的修正系数；

B_bx，B_bz：地磁场强度矢量

在X轴，Z轴的分量

卫星X轴的姿态角；

卫星X轴的姿态角速度；

(3)根据前馈补偿力矩T_F与常规的磁控力矩T_m计算卫星Y轴的磁矩M_y，公式如下：

最后根据计算出的Y轴的磁矩M_y和地磁场

作用后产生X轴的磁控力矩T_x，用于卫星的姿态控制。

本发明方法已经在遥感九号卫星上进行了应用，在计算前馈补偿力矩T_F时，补偿力矩幅值的分段参数k_F1＝3×10⁹，k_F2＝3.5×10⁹。卫星在轨飞行数据曲线见图3和图4。由图3可以看出X轴角度估值(代表X轴的姿态角)幅值在±0.8°范围内变化，即精度在0.8°范围内，这是传统只用了比例-微分常规磁控力矩情况下的表现。图4显示的是本发明中在常规磁控中引入了前馈补偿力矩后的情况，可以明显看出X轴角度估值的最大值小于0.4°，即精度在0.4°范围内，比增加前馈补偿前X轴姿态控制精度提高了一倍。由此可见，本发明对提高磁控能力，改善姿态控制精度是大有好处的。

以上所述，仅为本发明的一个实例，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (4)

1.一种增加前馈补偿改善磁控能力的方法，其特征在于包括如下步骤：

(1)根据卫星上双轴帆板的A轴转角α_F和B轴转角β_F，以及地磁场强度矢量

计算前馈补偿力矩T_F，具体方法如下：

T_F＝SIGN_α·SIGN_β·SIGN_Bz·FV

其中： ${\stackrel{\&RightArrow;}{B}}_b={[B_{\mathrm{bx}},B_{\mathrm{by}},B_{\mathrm{bz}}]}^T,$ $\left|B_b\right|=\sqrt{{B_{\mathrm{bx}}}^2+{B_{\mathrm{by}}}^2+{B_{\mathrm{bz}}}^2}$

B_bx，B_by，B_bz分别为地磁场强度矢量

在卫星笛卡尔坐标系x轴、y轴、z轴的分量；

SIGN_β＝sign(β_F)；

SIGN_Bz＝sign(B_bz)；

sign()为取符号函数；

$\mathrm{FV}=\left\{\begin{array}{cc}{k}_{F2}& \frac{\mathrm{\&pi;}}{6}<\left|{\mathrm{\&beta;}}_F\right|\\ k_{F1}& \frac{\mathrm{\&pi;}}{12}<\left|{\mathrm{\&beta;}}_F\right|\&le;\frac{\mathrm{\&pi;}}{6}\\ 0& \left|{\mathrm{\&beta;}}_F\right|\&le;\frac{\mathrm{\&pi;}}{12}\end{array}\right.$

k_F1，k_F2为补偿力矩幅值的分段参数，且k_F2＞k_F1。

所述卫星双轴帆板的A轴和B轴为卫星帆板具有的两个旋转自由度，其中A轴以垂直卫星运行轨道面的方向旋转，B轴嵌套在A轴之内，即A轴可以带动B轴一起旋转，B轴的旋转方向定义为：当帆板处于零位状态，卫星前进的方向即为B轴的旋转方向，所述零位状态是指A轴和B轴的转角输出均为0的状态；

(2)根据比例-微分控制律计算出常规的磁控力矩T_m，计算公式如下：

其中：

k_PX：比例-微分控制律中位置的修正系数；

k_DX：比例-微分控制律中速度的修正系数；

B_bx，B_bz：地磁场强度矢量在X轴，Z轴的分量

卫星X轴的姿态角；

卫星X轴的姿态角速度；

(3)根据前馈补偿力矩T_F与常规的磁控力矩T_m计算卫星Y轴的磁矩M_y，公式如下：

(4)卫星Y轴的磁矩M_y和地磁场

作用后产生X轴的磁控力矩T_x，用于卫星的姿态控制。

2.根据权利要求1所述的一种增加前馈补偿改善磁控能力的方法，其特征在于：所述步骤(1)中补偿力矩幅值的分段参数k_F1∈[1×10⁹，5×10⁹]，k_F2∈[2×10⁹，6×10⁹]。

3.根据权利要求2所述的一种增加前馈补偿改善磁控能力的方法，其特征在于：所述补偿力矩幅值的分段参数k_F1＝3×10⁹，k_F2＝3.5×10⁹。

4.根据权利要求1所述的一种增加前馈补偿改善磁控能力的方法，其特征在于：所述步骤(2)中位置的修正系数k_PX∈[1×10⁷，8×10⁷]，速度的修正系数k_DX∈[2×10⁸，2×10⁹]。

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