CN102880183B - 一种用于偏航机动的控制力矩陀螺角动量管理方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种用于偏航机动的控制力矩陀螺角动量管理方法，当星体处于偏航机动模式时，控制力矩陀螺系统角动量管理的目标是使控制力矩陀螺系统角动量跟随星体标称角动量的变化，使整星处于零动量状态。本发明针对偏航机动特点，根据控制力矩陀螺系统角动量和星体标称角动量计算磁卸载目标角动量，根据所述磁卸载目标角动量进行磁卸载。在偏航机动期间应用本方法，提高了磁卸载的效率，减小磁卸载的频率和强度，有效减小控制力矩陀螺系统的角动量峰值，避免角动量饱和，节省推进剂。

Description

一种用于偏航机动的控制力矩陀螺角动量管理方法

技术领域

本发明涉及一种用于偏航机动的控制力矩陀螺角动量管理方法，实现了偏航机动期间的角动量随动管理，主要在倾斜轨道(非太阳同步轨道)的航天器上使用。

背景技术

在外干扰力矩(一般为空间环境力矩)的作用下，控制力矩陀螺系统角动量将不断积累，当系统角动量积累达到其饱和容量时，控制力矩陀螺系统不能产生期望的输出力矩，失去姿态控制能力，因此必须对控制力矩陀螺系统进行角动量管理。一般采用喷气卸载、磁力矩器卸载等来减小角动量的积累。喷气卸载虽然简单有效，但其中工作燃料的消耗及对航天器带来的污染却是不可忽视的，而且航天器上携带的推进剂也十分有限，因此应尽量避免采用喷气卸载。磁力矩器卸载是一种较为经济的卸载方式，是航天器卸载的一种常用方式。

传统的角动量管理方法是，将动量轮(或控制力矩陀螺)系统的角动量卸载至零附近，即实现角动量的完全卸载。将动量轮(或控制力矩陀螺)系统的角动量大小作为磁卸载的输入，进行角动量卸载。在卫星三轴对地稳定运行期间，该方法能够有效进行角动量的卸载。在偏航机动期间，由于偏航姿态动态变化，即卫星姿态处于动态运行过程中，采用控制力矩陀螺进行姿态控制时，即使没有外界的干扰力矩，控制力矩陀螺系统的角动量也会随之波动。如果仍需将系统的角动量卸载至零附近，必须具备两点：

(1)选择超大容量的磁力矩器，提供必要的磁力距；

(2)频繁进行磁卸载。

由于卫星姿态处于动态变化过程中，星体偏航角速度变化较快，即星体角动量变化较快，采用控制力矩陀螺进行姿态控制时，星体角速度的变化全由控制力矩陀螺实现，对应的系统角动量积累速度很快，而磁场强度大小是一定的，因此只有大幅增加磁力矩器的磁距容量才能实现卸载，对于大型航天器而言，正常对地模式就需要较大容量的磁力矩器，偏航机动模式将大幅增加磁力矩器的磁距容量，这将大大增加磁力矩器的重量和功耗，增加超大型磁力矩器的研制难度。

另一方面，由于控制力矩陀螺系统的角动量动态变化，以此为卸载目标，则磁力矩器始终工作，消耗大量电能，缩短磁力矩器的工作寿命。由于星体角速度在一个轨道周期内周期变化，前后半个轨道周期角速度反向变化。若采用传统的角动量管理办法，则在前后半个轨道周期内，磁卸载朝相反的方向对控制力矩陀螺系统角动量进行卸载，在没有外界干扰力矩的情况下白白消耗大量电能。在存在外界干扰力矩的情况下，由于并不以干扰力矩积累的角动量作为卸载目标，而是以星体角速度变化和外界干扰力矩作用的合成结果作为卸载对象，因此可能起到相反的作用，加上磁卸载存在滞后效应，将导致某些时段系统角动量峰值过大，超出控制力矩系统角动量容量范围，从而转喷气控制，靠喷气卸载才能完成系统角动量的卸载，消耗推进剂。

根据以上分析，在偏航机动期间，采用以往的角动量管理技术，既占用卫星资源(增加磁力矩器的重量、功耗)，又达不到角动量管理目的，可能存在角动量饱和情况，消耗推进剂。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种用于偏航机动的控制力矩陀螺角动量管理方法，实现了偏航机动期间控制力矩陀螺系统角动量的卸载，大大提高磁卸载的效率，有效卸载外干扰力矩积累的角动量，最大程度避免偏航机动期间控制力矩陀螺系统角动量饱和。

本发明的技术方案是：

一种用于偏航机动的控制力矩陀螺角动量管理方法，步骤如下：

计算控制力矩陀螺系统角动量；

计算星体标称角动量；

根据所述控制力矩陀螺系统角动量和星体标称角动量计算磁卸载目标角动量，根据所述磁卸载目标角动量进行磁卸载。

所述控制力矩陀螺系统角动量计算公式如下：

H_cmg＝h₀(Asinσ+Bcosσ)E

其中H_cmg为控制力矩陀螺系统角动量，h₀为控制力矩陀螺转子标称角动量，A、B为控制力矩陀螺的安装矩阵；σ为控制力矩陀螺框架角，sinσ、cosσ为框架角正、余弦对角阵：E为单位矢量。

所述的星体标称角动量计算公式如下：

H_sat＝Iω_bi＝I(C_boω_oi+ω_bo)

其中H_sat为星体标称角动量，I为星体转动惯量，ω_bi为本体系相对惯性空间的角速度，C_bo为本体系相对于轨道系的方向余弦矩阵，ω_oi为轨道系相对惯性系的角速度，ω_bo为本体系相对于轨道系的角速度。

所述的磁卸载目标角动量计算公式如下：ΔH＝H_cmg+H_sat

其中，ΔH为磁卸载目标角动量，H_cmg为控制力矩陀螺系统角动量，H_sat为星体标称角动量。

磁卸载所需的磁距计算公式如下：

$M=-\left(\frac{k}{{\left|B\right|}^2}\right)(B\×\mathrm{\ΔH});$

M为磁卸载所需的磁距，B为地磁场强度，k为磁卸载增益系数。

本发明的原理：在偏航机动期间，保留星体标称姿态角速度变化需要的控制力矩陀螺系统标称角动量，当有外干扰时，控制力矩陀螺系统的角动量将偏离上述标称角动量，磁卸载才开始工作，对外干扰力矩积累的角动量进行卸载，即磁卸载仅对外干扰积累的角动量进行卸载。以外干扰力矩积累的角动量作为最终的卸载目标，有效提高磁卸载效率，达到角动量管理目的。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)本发明大幅提高偏航机动期间磁力矩器的卸载效率，减小磁卸载的频率和强度，有效减小控制力矩陀螺系统的角动量峰值，避免角动量饱和，节省推进剂。

(2)本发明减小了磁力矩器的磁距容量需求，进而减小磁力矩器的重量和功耗，减小了大容量磁力矩器的研制难度，节约了卫星重量及功耗资源，降低了卫星的研制成本。

(3)本发明算法简单，可实现性强，具有继承性好、可移植性好的特点，本发明算法尤其适用于大型航天器的偏航机动角动量管理。

附图说明

图1为本发明方法流程图；

图2为偏航机动角速度及对应的标称角动量，图2a为标称偏航角速度随时间变化的曲线，图2b为标称偏航角动量随时间变化的曲线。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的具体实施方式进行进一步的详细描述。

目前国内卫星或飞船上的太阳帆板驱动机构多为单轴，太阳帆板只能绕一个轴转动，对于倾斜轨道(非太阳同步轨道)的卫星，采用卫星偏航机动的方式解决帆板跟踪太阳问题。记太阳矢量(由卫星指向太阳方位的单位矢量)与轨道面夹角为β_n，不管帆板如何转动，三轴对地定向姿态下太阳帆板平面法线与太阳矢量的最小夹角为β_n。当β_n大于一定角度后，能源供应不足，通过星体机动合适的偏航角度ψ_r，再驱动太阳帆板到合适方位，可实现太阳帆板平面法线完全对准太阳。由于太阳方位相对星体动态变化，所需的偏航机动角度ψ_r也随之变化，星体处于连续偏航机动状态。

在偏航机动模式下，角动量管理的目标是将整星(含控制力矩陀螺系统)的角动量卸载至零附近。

如图1所示，在偏航机动模式下，本发明所述控制力矩陀螺的角动量管理方法如下：

1、根据测量的控制力矩陀螺框架角计算控制力矩陀螺系统角动量

计算公式如下：

H_cmg＝h₀(Asinσ+Bcosσ)E

其中H_cmg为控制力矩陀螺系统角动量，h₀为控制力矩陀螺转子标称角动量。σ为控制力矩陀螺框架角，由测量得到，sinσ，cosσ为框架角正、余弦对角阵(n为控制力矩陀螺总数)：

E为n维单位矢量，E＝(1，1，…，1)^T。

A、B为控制力矩陀螺的安装矩阵，仅与安装有关，可写成：

$A=\left[\begin{array}{ccc}{a}_{11}& ...& a_{1n}\\ a_{21}& ...& a_{2n}\\ a_{31}& ...& a_{3n}\end{array}\right],$ $B=\left[\begin{array}{ccc}{b}_{11}& ...& b_{1n}\\ b_{21}& ...& b_{2n}\\ b_{31}& ...& b_{3n}\end{array}\right]$

2、根据标称三轴姿态和标称偏航角速度计算星体标称角动量：

H_sat＝Iω_bi＝I(C_boω_oi+ω_bo)

其中H_sat为星体标称角动量，I为星体转动惯量，ω_bi为本体相对惯性空间的角速度，C_bo为本体系相对于轨道系的方向余弦矩阵，ω_oi为轨道系相对惯性系的角速度，ω_bo为本体系相对于轨道系的角速度。

偏航机动时，标称三轴姿态为[00ψ_r]，标称偏航角速度为(详见附图2)，则C_bo及ω_bo为：

$C_{\mathrm{bo}}=\left[\begin{array}{ccc}\cos {\mathrm{\ψ}}_r& \sin {\mathrm{\ψ}}_r& 0\\ -\sin {\mathrm{\ψ}}_r& \cos {\mathrm{\ψ}}_r& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right],$ ${\mathrm{\ω}}_{\mathrm{bo}}=\left[\begin{array}{c}0\\ 0\\ {\stackrel{.}{\mathrm{\ψ}}}_r\end{array}\right]$

对于近圆轨道(偏心率小于0.001)卫星，ω_oi近似表示为：

${\mathrm{\ω}}_{\mathrm{oi}}=\left[\begin{array}{c}0\\ -{\mathrm{\ω}}_0\\ 0\end{array}\right],$ ω₀为卫星轨道角速度。

由上述各式即可计算星体标称角动量H_sat。

3、根据所述控制力矩陀螺系统角动量和星体标称角动量计算磁卸载目标角动量，根据所述磁卸载目标角动量进行磁卸载：

ΔH＝H_cmg+H_sat

$M=-\left(\frac{k}{{\left|B\right|}^2}\right)(B\×\mathrm{\ΔH})$

ΔH为磁卸载的目标角动量，B为地磁场强度，k＞0为增益系数，M即为磁卸载所需的磁距，则作用在航天器上的磁力矩T_M为：

$T_M=M\×B=-\frac{k}{{\left|B\right|}^2}|(B\·B)\mathrm{\ΔH}-(B\·\mathrm{\ΔH})B\}$

当B⊥ΔH时，则T_M＝-kΔH，可知磁力矩总是使积累的角动量减少。当B不垂直ΔH时，为了限制不利部分，一般要求|b·Δh|＜ε(ε为设计可选的阈值)时才进行磁卸载，b与Δh分别为B与ΔH方向的单位矢量。

当ΔH被完全卸载时，整星角动量(H_sat+H_cmg)即为零，此时H_cmg＝-H_sat，即控制力矩陀螺系统的角动量跟随星体标称角动量变化。

我国某型号卫星上首次在偏航机动期间采用本发明所述的控制力矩陀螺角动量管理方法，在轨测试表明，应用了本发明算法后，偏航机动期间有效提高磁卸载的效率，减小了控制力矩陀螺系统的角动量峰值，控制力矩陀螺系统角动量远离饱和状态，系统未转入喷气控制，节省了大量推进剂。后续采用控制力矩陀螺进行偏航机动的某些型号卫星已采用本发明算法。

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 (3)

1.一种用于偏航机动的控制力矩陀螺角动量管理方法，其特征在于步骤如下：

(1)计算控制力矩陀螺系统角动量H_cmg；

(2)根据标称三轴姿态[0 0 ψ_r]和标称偏航角速度计算星体标称角动量H_sat，其中ψ_r为标称偏航机动角度；标称偏航角速度和标称偏航机动角度ψ_r随时间动态变化；

所述的星体标称角动量H_sat的计算公式如下：

H_sat＝Iω_bi＝I(C_boω_oi+ω_bo)

I为星体转动惯量，ω_bi为本体系相对惯性空间的角速度，C_bo为本体系相对于轨道系的方向余弦矩阵，ω_oi为轨道系相对惯性系的角速度，ω_bo为本体系相对于轨道系的角速度；

$C_{\mathrm{bo}}=\left[\begin{array}{ccc}\cos {\mathrm{\ψ}}_r& \sin {\mathrm{\ψ}}_r& 0\\ -\sin {\mathrm{\ψ}}_r& \cos {\mathrm{\ψ}}_r& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right],{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{bo}}=\left[\begin{array}{c}0\\ 0\\ {\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}}_r\end{array}\right],$

对于偏心率小于0.001的近圆轨道卫星，ω_oi表示为： ${\mathrm{\ω}}_{\mathrm{oi}}=\left[\begin{array}{c}0\\ -{\mathrm{\ω}}_0\\ 0\end{array}\right],$ 其中，ω₀为卫星轨道角速度；

从而得到 $H_{\mathrm{sat}}=I\left[\begin{array}{c}-{\mathrm{\ω}}_0\sin {\mathrm{\ψ}}_r\\ -{\mathrm{\ω}}_0\cos {\mathrm{\ψ}}_r\\ {\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}}_r\end{array}\right];$

(3)根据所述控制力矩陀螺系统角动量H_cmg和星体标称角动量H_sat计算磁卸载目标角动量ΔH，ΔH＝H_cmg+H_sat，根据所述磁卸载目标角动量进行磁卸载使得控制力矩陀螺系统角动量跟随星体标称角动量变化。

2.根据权利要求1所述的一种用于偏航机动的控制力矩陀螺角动量管理方法，其特征在于：所述控制力矩陀螺系统角动量计算公式如下：

H_cmg＝h₀(Asinσ+Bcosσ)E

其中H_cmg为控制力矩陀螺系统角动量，h₀为控制力矩陀螺转子标称角动量，A、B为控制力矩陀螺的安装矩阵；σ为控制力矩陀螺框架角，sinσ、cosσ为框架角正、余弦对角阵：E为单位矢量。

3.根据权利要求1所述的一种用于偏航机动的控制力矩陀螺角动量管理方法，其特征在于：磁卸载所需的磁距计算公式如下：

$M=-\left(\frac{k}{{\left|B\right|}^2}\right)(B\×\mathrm{\ΔH});$

M为磁卸载所需的磁距，B为地磁场强度，k为磁卸载增益系数。