CN103112602B - 一种基于推力器和动量轮联合的三轴角速度阻尼控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于推力器和动量轮联合的三轴角速度阻尼控制方法；对于推力器工作正常的轴，判断该轴的角动量分量幅值大小是否大于第一角动量阈值，当大于第一角动量阈值时，用该轴的推力器进行喷气控制以便对推力器工作正常的轴的角动量进行卸载；否则，采用动量轮控制律计算该轴的动量轮控制力矩；对于推力器工作不正常的轴，判断该轴的角动量分量幅值大小是否大于第二角动量阈值，当大于第二角动量阈值时，则置该轴的姿态角和姿态角速率为零，并根据动量轮控制律计算该的轴的动量轮控制力矩；否则按实际的工作不正常的轴的姿态角和姿态角速率计算该轴的动量轮控制力矩。本发明方法简单有效，能够实现航天器成功接入动量轮控制。

Description

一种基于推力器和动量轮联合的三轴角速度阻尼控制方法

技术领域

本发明涉及一种卫星姿态控制方法，特别是适用于卫星在滚动或偏航推力器无法正常工作时的三轴角速度阻尼控制方法。

背景技术

在轨卫星一般具有喷气控制（推力器）和基于角动量交换装置（如飞轮/动量轮、控制力矩陀螺等）控制两种方式。基于角动量交换装置的控制由于受限角动量约束，一般仅用于正常情况下的姿态控制。喷气控制具有力矩大且无角动量的约束，对于大的星体初始姿态角速度均可有效地阻尼下来。在卫星入轨初期通过喷气控制阻尼星体角速度到一定范围内，再接入角动量交换装置。除此之外，喷气控制还往往用于系统异常下的对日安全应急等模式、以及安全模式转正常对地等场合的三轴姿态控制，因此，除了角动量交换装置外目前在轨航天器在三轴上均配置喷气推力器。

航天器在轨运行过程中，一旦星体某轴喷气推力器无法正常工作时，在该情况下仍仅采用推力器进行航天器角速度阻尼控制，则该控制问题成为一个欠驱动控制问题，使得问题变得格外复杂。

发明内容

本发明的目的是针对航天器三轴姿态角速度阻尼控制问题，考虑当滚动或偏航轴推力器无法正常工作情况下，提供一种算法简单有效的基于推力器和动量轮联合的三轴角速度阻尼控制方法，以实现航天器成功接入动量轮控制。

本发明包括如下技术方案：

一种基于推力器和动量轮联合的三轴角速度阻尼控制方法，所述三轴角速度阻尼控制方法包括俯仰轴、偏航轴和滚动轴的角速度阻尼控制方法；滚动和偏航轴中的一个轴推力器工作不正常，另一个轴的推力器工作正常；

对于推力器工作正常的轴的角速度阻尼控制方法如下：判断推力器工作正常的轴的角动量分量幅值大小是否大于第一角动量阈值H_max1，当推力器工作正常的轴的角动量分量幅值大小大于第一角动量阈值H_max1时，用推力器工作正常的轴的推力器进行喷气控制以便对推力器工作正常的轴的角动量进行卸载；否则，采用动量轮控制律计算推力器工作正常的轴的动量轮控制力矩；

对于推力器工作不正常的轴的角速度阻尼控制方法如下：判断推力器工作不正常的轴的角动量分量幅值大小是否大于第二角动量阈值H_max2，当推力器工作不正常的轴的角动量分量幅值大小大于第二角动量阈值H_max2时，则置工作不正常的轴的姿态角和姿态角速率为零，并根据动量轮控制律计算工作不正常的轴的动量轮控制力矩；否则按实际的工作不正常的轴的姿态角和姿态角速率根据动量轮控制律计算工作不正常的轴的动量轮控制力矩；

俯仰轴的角速度阻尼控制方法为：根据俯仰轴实际角速度和期望角速度采用相平面控制律确定俯仰轴推力器喷气控制力矩，通过俯仰轴推力器将卫星俯仰轴角速度维持在期望角速度附近。

对于滚动轴和偏航轴的动量轮控制律的公式如下：

$T_x=-K_{\mathrm{Px}}\mathrm{\φ}-K_{\mathrm{dx}}\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}+T_g\left(1\right)---\left(1\right)$

$T_z=-K_{\mathrm{Pz}}\mathrm{\ψ}-K_{\mathrm{dz}}\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}+T_g\left(3\right)---\left(2\right)$

其中，T_x、T_z分别为滚动和偏航的动量轮控制力矩，T_g(1)与T_g(3)分别为T_g的第1、3个元素，φ、ψ为滚动和偏航姿态角，

为滚动和偏航的姿态角速度，K_Px、K_dx、K_Pz和K_dz为大于零的控制参数；T_g=ω^×Iω，ω为星体三轴角速度，ω^×为ω的反斜对称矩阵，I为星体的转动惯量矩阵。

对推力器工作正常的轴的角动量进行卸载的方法如下：

首先，根据动量轮的角动量在推力器工作正常的轴的角动量分量，将所述角动量分量与标称角动量做差得到角动量偏差；

然后，根据所述角动量偏差确定动量轮在推力器工作正常的轴的控制力矩；

最后，根据推力器工作正常的轴的姿态角偏差及角速度偏差采用相平面控制率计算出推力器工作正常的轴的喷气控制力矩。

本发明与现有技术相比，具有如下有益效果：

本发明的控制方法针对卫星在轨姿态失控且推力器出现部分无法工作情况下，将推力器和动量轮相结合起来，采用动量轮和喷气控制进行动量轮卸载，

有效解决了动量轮角动量包络有限和推力器控制自由度欠驱的控制问题，有效实现星体角速度阻尼的控制问题。

本发明的控制方法实现了现有仅依赖动量轮的控制技术无法实现星体失控下大角速率阻尼的问题，此外相比仅采用喷气控制实现的欠驱动控制，克服了后者对卫星动力学模型参数的依赖性。

附图说明

图1为本发明控制方法流程图。

图2为阻尼全过程的星体角速度曲线；横坐标为时间（单位为秒），纵坐标为角速度（单位为度/秒）；其中，（a）为X轴角速度曲线，（b）为Y轴角速度曲线，（c）为Z轴角速度曲线。

图3为动量轮角动量在三轴上的角动量分量曲线；横坐标为时间（单为秒），纵坐标为角动量分量（单位：Nm.s）；其中，（a）为X轴角动量分量曲线，（b）为Y轴角动量分量曲线，（c）为Z轴角动量分量曲线。

图4为垂直Y轴方向的角动量变化情况，其中，（a）为起始时刻，（b）为1/4周期时刻，（c）为1/2周期时刻，（d）为3/4周期时刻。

图5为卫星控制系统组成示意图。

具体实施方式

下面就结合附图对本发明做进一步介绍。

如图5所示，为现有的卫星控制系统组成图，包括控制器、动量轮系统和喷气控制系统。所述喷气控制系统包括至少6个推力器，每个轴上设置至少一个正向推力器和一个反向推力器。卫星控制系统根据姿态测量系统测量到的姿态，根据需要选用合适的控制律（如基于动量轮的控制律、基于喷气相平面的控制律），计算出控制力矩指令，再经过信号处理转换为动量轮控制电压指令或喷气脉宽指令（由于一般情况下推力器为恒力输出形式，因此需将控制力矩指令调制为喷气脉宽），由动量轮系统或喷气控制系统对星体产生相应的控制力矩对星体实现姿态控制。

针对滚动轴（X轴）、偏航轴（Z轴），基于动量轮的控制律如下：

$T_x=-K_{\mathrm{Px}}\mathrm{\φ}-K_{\mathrm{dx}}\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}+T_g\left(1\right)---\left(1\right)$

$T_z=-K_{\mathrm{Pz}}\mathrm{\ψ}-K_{\mathrm{dz}}\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}+T_g\left(3\right)---\left(2\right)$

其中，T_x、T_z分别为滚动和偏航的动量轮控制力矩，T_g(1)与T_g(3)分别为T_g的第1、3个元素，φ、ψ为滚动和偏航姿态角，

为滚动和偏航的姿态角速度，K_Px、K_dx、K_Pz和K_dz为大于零的控制参数；T_g＝ω^×Iω，ω为星体三轴角速度，ω^×为ω的反斜对称矩阵，I为星体的转动惯量矩阵。

当不对卫星施加喷气控制时，根据角动量守恒原理可知卫星角动量(包括角动量方向和大小)在惯性空间是固定不变的。因此可将该角动量分解为沿星体Y轴方向的角动量和垂直Y轴方向的角动量。当卫星Y轴维持恒定角速度ω_y时，则垂直星体Y轴角动量在星体X轴和Z轴方向交替变化。其效果如图4所示。由图4可知，当星体维持Y轴方向角速度时，可采用X轴或Z轴喷气控制对垂直Y轴的平面内角动量进行消除，从而减小星体X轴和Z轴的角速度幅值。

俯仰轴的角速度阻尼控制方法：根据俯仰轴实际角速度和期望角速度采用相平面控制律确定俯仰轴推力器喷气控制力矩，通过俯仰轴推力器将卫星俯仰轴角速度维持在期望角速度附近。

滚动和偏航轴的角速度阻尼控制方法，根据推力器工作不正常的轴分以下两种情况进行介绍：

（1）当X轴推力器不能正常工作时

当动量轮的角动量在星体Z轴的分量大小|H_Wz|大于指定幅值H_max1时，则采用Z轴方向的推力器进行角动量卸载，否则仅采用动量轮控制律计算Z轴动量轮控制力矩；

当动量轮的角动量在星体X轴的分量大小|H_Wx|大于指定幅值H_max2时，则置

，并根据动量轮控制律进行X轴动量轮控制力矩，否则按实测的X轴姿态及姿态角速度根据动量轮控制律计算X轴控制力矩。其中H_max1<H_max2。

（2）当Z轴推力器不能正常工作时

当动量轮的角动量在星体X轴的分量大小|H_Wx|大于指定幅值H_max1时，则采用X轴方向的推力器进行角动量卸载，否则仅采用动量轮控制律计算X轴动量轮控制力矩；

当动量轮的角动量在星体Z轴的分量大小|H_Wz|大于指定的H_max2幅值时，则置

并根据动量轮控制律进行Z轴动量轮控制力矩，否则按实测的Z轴姿态及姿态角速度根据动量轮控制律计算Z轴控制力矩。其中H_max1<H_max2。

下面以X轴推力器工作不正常为例，对本发明的基于推力器和动量轮联合的速率阻尼控制方法进行介绍，如图1所示，包括如下步骤：

1）判断三轴角速度偏差是否均小于角速度偏差阈值Δ₁，若是则转入步骤6）；否则转入步骤2）；

将角速度实际值与角速度期望值作差确定所述角速度偏差。对于由喷气控制转入角动量交换装置（如动量轮、控制力矩陀螺等）控制，系统需满足

并留有一定工程余量，其中H_EXC为卫星所配置角动量管理装置的角动量包络值，I_max为星体三轴的最大转动惯量。一般情况下，Δ₁的取值范围为Δ₁≤1.2°/s。

2）采用喷气控制对Y轴角速度进行维持控制

首先，由测量到的Y轴实际角速度ω_y与期望维持角速度ω_y0做差得到角速度偏差信息，将角速度偏差信息进行积分得到角度偏置信息；

然后，将角速度偏差信息和角度偏差信息作为喷气相平面控制的两个输入，根据相平面控制律可确定喷气控制力矩T_Jy；

最后，将确定的喷气控制力矩T_Jy转换为喷气脉宽发送至Y轴推力器。

通过上述控制，可通过Y轴推力器将卫星Y轴角速度控制并保持在ω_y0附近。

3）判断动量轮在Z轴方向的角动量分量幅值是否超过第一角动量阈值H_max1，

当动量轮在Z轴方向的角动量分量幅值|H_Wz|超过第一角动量阈值H_max1时，采用Z轴方向的推力器进行喷气控制，以便对Z轴的角动量进行卸载；

当动量轮在Z轴方向的角动量幅值|H_Wz|小于第一角动量阈值H_max1时，仅采用动量轮控制律计算Z轴动量轮控制力矩T_z，计算方法如下：

首先，由姿态敏感器获取星体Z轴的姿态信息ψ、

和ω；

然后，由动量轮控制率公式（2）计算动量轮Z轴的控制力矩T_z，并将该控制力矩T_z转换为控制电压发送至动量轮，进行Z轴姿态控制。

4）判断动量轮在X轴方向的角动量幅值是否超过第二角动量阈值H_max2，

当动量轮在X轴方向的角动量幅值|H_Wx|大于第二角动量阈值H_max2时，则置

并根据动量轮控制率公式（1）计算动量轮X轴的控制力矩T_x；

否则按实测的X轴姿态及姿态角速度根据动量轮控制率公式（1）计算X轴动量轮控制力矩T_x。

5）返回步骤（1）；

6）结束。

其中H_max1<H_max2。

对Z轴的角动量进行卸载的具体过程为：

首先，根据动量轮转速脉冲器计算出动量轮的角动量在Z轴分量，将该动量轮实际角动量与标称角动量（在此标称角动量取为零）做差，得到动量轮在Z轴方向的角动量偏差；

然后，根据得到的角动量偏差采用如PI等控制方式计算动量轮在Z轴方向的控制力矩，并送给动量轮，以期动量轮角动量向标称角动量接近；

最后，将星体Z轴的姿态角偏差及角速度偏差作为喷气相平面控制的两个输入，计算出星体的喷气控制力矩，以抑制由上述动量轮角动量变化引起的星体姿态变化。

喷气控制方式采用相平面控制率进行控制，具体相平面控制率可参见由屠善澄主编宇航工业出版社出版的《卫星姿态动力学与控制（2）》第13.1节“三轴稳定卫星的喷气控制”。

实施例

下面以我国某颗卫星入轨后无法正常实现偏航轴（Z轴）姿态喷气控制为例对本发明控制方法的效果进行说明。卫星三轴转动惯量分别为I_x=1200kg.m²、I_y=2900kg.m²和I_z=3000kg.m²。

仿真中选取星体初始角速度为：Wx=12°/s、Wy=-7°/s、Wz=9°/s。

H_max2=15Nms，H_max1=12Nms；Y轴期望角速度设为ω_y0=-0.5（°/s），X轴、Z轴期望角速度为0；角速度偏差阀值为Δ₁=0.01（°/s）。滚动与偏航的姿态角和姿态角速度信息可由数字太阳敏感器获得，当数字太阳敏感器输出无效时可采用陀螺进行预估（具体方法不包含在本发明范围内）。

图2给出星体在给定初始姿态角速度条件下采用本发明提出方法实施过程中的星体姿态角速度变化过程。其中滚动和偏航角速度逐渐向零趋近，Y轴角速度趋近期望维持角速度ω_y0=-0.5。在1000s后。滚动和偏航角速度在零附近，Y轴角速度稳定在-0.5（°/s）。

由图3可知，当X轴方向动量轮角动量幅值超过12Nms后喷气卸载生效，使得该方向的角动量幅值一直控制在12Nms以下。并在1000s后因滚动和偏航角速度衰减到较小幅值后再未触发滚动轴方向的喷气卸载条件。

可见，采用本发明所给出的控制方法在将推力器的喷气控制与动量轮控制有效地结合起来可实现星体三轴角速度阻尼，可为滚动与偏航方向其中之一出现推力器无法工作情况下实现卫星动量轮控制成功接入提供保证。

本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。

Claims (2)

1.一种基于推力器和动量轮联合的三轴角速度阻尼控制方法，所述三轴角速度阻尼控制方法包括俯仰轴、偏航轴和滚动轴的角速度阻尼控制方法；滚动和偏航轴中的一个轴推力器工作不正常，另一个轴的推力器工作正常；其特征在于，

对于推力器工作正常的轴的角速度阻尼控制方法如下：判断推力器工作正常的轴的角动量分量幅值大小是否大于第一角动量阈值H_max1，当推力器工作正常的轴的角动量分量幅值大小大于第一角动量阈值H_max1时，用推力器工作正常的轴的推力器进行喷气控制以便对推力器工作正常的轴的角动量进行卸载；否则，采用动量轮控制律计算推力器工作正常的轴的动量轮控制力矩；

对推力器工作正常的轴的角动量进行卸载的方法如下：

首先，根据动量轮的角动量在推力器工作正常的轴的角动量分量，将所述角动量分量与标称角动量做差得到角动量偏差；

然后，根据所述角动量偏差确定动量轮在推力器工作正常的轴的控制力矩；

最后，根据推力器工作正常的轴的姿态角偏差及角速度偏差采用相平面控制率计算出推力器工作正常的轴的喷气控制力矩；

对于推力器工作不正常的轴的角速度阻尼控制方法如下：判断推力器工作不正常的轴的角动量分量幅值大小是否大于第二角动量阈值H_max2，当推力器工作不正常的轴的角动量分量幅值大小大于第二角动量阈值H_max2时，则置工作不正常的轴的姿态角和姿态角速率为零，并根据动量轮控制律计算工作不正常的轴的动量轮控制力矩；否则按实际的工作不正常的轴的姿态角和姿态角速率根据动量轮控制律计算工作不正常的轴的动量轮控制力矩；

俯仰轴的角速度阻尼控制方法为：根据俯仰轴实际角速度和期望角速度采用相平面控制律确定俯仰轴推力器喷气控制力矩，通过俯仰轴推力器将卫星俯仰轴角速度维持在期望角速度附近。

2.根据权利要求1所述的一种基于推力器和动量轮联合的三轴角速度阻尼控制方法，其特征在于，

动量轮控制律的公式如下：

$T_x=-K_{\mathrm{Px}}\mathrm{\&phi;}-K_{\mathrm{dx}}\stackrel{\&CenterDot;}{\mathrm{\&phi;}}+T_g\left(1\right)---\left(1\right)$

$T_z=-K_{\mathrm{Pz}}\mathrm{\&psi;}-K_{\mathrm{dz}}\stackrel{\&CenterDot;}{\mathrm{\&psi;}}+T_g\left(3\right)---\left(2\right)$

其中，T_x、T_z分别为滚动和偏航的动量轮控制力矩，T_g(1)与T_g(3)分别为T_g的第1、3个元素，φ、ψ为滚动和偏航姿态角，

为滚动和偏航的姿态角速度，K_Px、K_dx、K_Pz和K_dz为大于零的控制参数；T_g=ω^×Iω，ω为星体三轴角速度，ω^×为ω的反斜对称矩阵，I为星体的转动惯量矩阵。

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