CN106828981A - 斜飞大惯量耦合卫星的常值干扰力矩补偿方法和系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种斜飞大惯量耦合卫星的常值干扰力矩补偿方法，该补偿方法包含：在稳态下对卫星姿态动力学方程进行简化；根据X、Z轴之间的动力学耦合关系，得到X、Z轴陀螺力矩；根据X、Z轴陀螺力矩与常值干扰力矩之间的关系，得到X、Z轴的偏置角动量；根据获得的偏置角动量进行磁力矩器卸载，实现角动量偏置。本发明采用了角动量偏置产生陀螺力矩补偿的方法，通过磁卸载很容易实现角动量偏置，通过补偿常值干扰力矩有利于控制系统的角动量管理，在磁力矩器一定的条件下可避免卫星角动量出现饱和，解决了角动量交换姿态控制系统中，因常值干扰力矩引起的角动量易饱和的问题，取得了角动量偏置应用于卫星姿态控制磁卸载的有益效果。

Description

斜飞大惯量耦合卫星的常值干扰力矩补偿方法和系统

技术领域

本发明涉及卫星姿态控制技术领域，具体涉及一种斜飞大惯量耦合卫星的常值干扰力矩补偿方法和系统。

背景技术

卫星在受到外干扰力矩的作用下，X、Z轴由于存在周期外干扰力矩，因此将使飞轮的角动量慢慢积累，最终达到饱和，而Y通道，由于受到常值干扰力矩，角动量单边积累也将达到饱和，为了不使飞轮工作在饱和状态，必须利用外力矩将多余的角动量吸收掉，同时还能满足系统控制精度和稳定度的指标要求。高精度卫星控制系统一般采用磁力矩器产生的磁矩与地磁场作用产生外力矩，作用于卫星实现卸载。

对于斜飞大惯量耦合卫星，其X、Z轴不仅存在周期外干扰力矩，还存在大惯量耦合引起的重力梯度干扰力矩和轨道陀螺力矩等常值干扰力矩。因此会需要较大的卸载力矩，甚至会出现角动量饱和的情况，不利于角动量交换姿态控制系统的正常工作。

目前没有发现同本发明类似技术的说明或报道，也尚未收集到国内外类似的资料。

发明内容

本发明提供一种斜飞大惯量耦合卫星的常值干扰力矩补偿方法和系统，方法简单，控制灵活，可应用于卫星角动量交换姿态控制系统的磁卸载，在磁力矩器基本配置情况下，通过一种算法补偿常值干扰力矩，可有效提高磁卸载效率。

为实现上述目的，本发明提供一种斜飞大惯量耦合卫星的常值干扰力矩补偿方法，其特点是，该补偿方法包含：

在稳态下对卫星姿态动力学方程进行简化；

根据X、Z轴之间的动力学耦合关系，得到X、Z轴陀螺力矩；

根据X、Z轴陀螺力矩与常值干扰力矩之间的关系，得到X、Z轴的偏置角动量；

根据获得的偏置角动量进行磁力矩器卸载，实现角动量偏置。

上述卫星姿态动力学方程如式(1)：

卫星在稳定运行时，可简化卫星姿态动力学方程得到下式(2)：

卫星惯性角速度变化都趋于零时，ω_y近似为-ω₀，动力学方程可进一步简化为式(3)：

式(1)、(2)、(3)中，I_x，I_y，I_z，I_xy，I_yz，I_xz为转动惯量；ω_x，ω_y，ω_z为惯性角速度；h_x，h_y，h_z为角动量；T_dx，T_dy，T_dz为干扰力矩；ω₀为轨道角速度。

上述的X、Z轴陀螺力矩的获取方法包含：

将卫星的角动量在Z轴方向进行偏置，产生X方向陀螺力矩ω₀h_z；

将卫星的角动量在X轴方向进行偏置，产生Z方向陀螺力矩-ω₀h_x。

上述的X、Z轴的偏置角动量的获取方法包含：

根据式(3)，X方向陀螺力矩ω₀h_z用于补偿X轴干扰力矩T_dx的常值部分T_{dx_C}，如式(4)：

ω₀h_z0+T_{dx_C}＝0 (4)

Z方向陀螺力矩-ω₀h_x补偿Z轴干扰力矩T_dz的常值部分T_{dz_C}，如式(5)：

-ω₀h_x0+T_{dz_C}＝0 (5)

根据式(4)和(5)，得到偏置角动量h_z0和h_x0，如式(6)和(7)：

h_z0＝-T_{dx_C}/ω₀ (6)

h_x0＝T_{dz_C}/ω₀ (7)。

上述磁力矩器卸载采用如式(8)线性控制规律：

式(8)中，为磁棒的磁矩矢量；Ku为卸载时间常数的倒数；为星体本体三轴坐标系下的地磁场分量；H₀为飞轮的角动量的偏置值在卫星本体的三轴坐标系中的表示。

一种斜飞大惯量耦合卫星的常值干扰力矩补偿系统，其特征在于，该补偿系统包含：

简化模块，其在稳态下对卫星姿态动力学方程进行简化；

陀螺力矩获取模块，其根据X、Z轴之间的动力学耦合关系，得到X、Z轴陀螺力矩；

偏置角动量获取模块，其连接简化模块和陀螺力矩获取模块的输出，根据X、Z轴陀螺力矩与常值干扰力矩之间的关系，得到X、Z轴的偏置角动量；

补偿运行模块，其根据获得的偏置角动量进行磁力矩器卸载，实现角动量偏置。

本发明斜飞大惯量耦合卫星的常值干扰力矩补偿方法和系统和现有技术相比，其优点在于，本发明由于采用了角动量偏置产生陀螺力矩补偿的方法，偏置角动量计算较为简单，通过磁卸载很容易实现角动量偏置，通过补偿常值干扰力矩有利于控制系统的角动量管理，在磁力矩器一定的条件下可避免卫星角动量出现饱和，解决了角动量交换姿态控制系统中，因常值干扰力矩引起的角动量易饱和的问题，取得了角动量偏置应用于卫星姿态控制磁卸载的有益效果。

附图说明

图1为本发明一种斜飞大惯量耦合卫星的常值干扰力矩补偿方法的流程图。

具体实施方式

以下结合附图，进一步说明本发明的具体实施例。

对于斜飞大惯量耦合卫星，其X、Z轴不仅存在周期外干扰力矩，还存在大惯量耦合引起的重力梯度干扰力矩和轨道陀螺力矩等常值干扰力矩，卫星角动量容易趋于饱和，因此需要更大的卸载力矩，否则会出现角动量饱和的情况，不利于角动量交换姿态控制系统的正常工作。本发明常值干扰力矩补偿方法按照下述方式进行计算。

如图1所示，本发明公开一种斜飞大惯量耦合卫星的常值干扰力矩补偿方法，其特点是，该补偿方法具体包含以下步骤：

S1、在稳态下对卫星姿态动力学方程进行简化。

卫星姿态动力学方程如式(1)：

卫星在稳定运行时，可简化卫星姿态动力学方程得到下式(2)：

卫星惯性角速度变化趋于零时，ω_y近似为-ω₀，动力学方程可进一步简化为式(3)：

式(1)、(2)、(3)中，I_x，I_y，I_z，I_xy，I_yz，I_xz为转动惯量；ω_x，ω_y，ω_z为惯性角速度；h_x，h_y，h_z为角动量；T_dx，T_dy，T_dz为干扰力矩；ω₀为轨道角速度。

S2、根据X、Z轴之间的动力学耦合关系，得到X、Z轴陀螺力矩。

X、Z轴陀螺力矩的获取方法包含：

将卫星的角动量在Z轴方向进行偏置，产生X方向陀螺力矩ω₀h_z；

将卫星的角动量在X轴方向进行偏置，产生Z方向陀螺力矩-ω₀h_x。

S3、根据X、Z轴陀螺力矩与常值干扰力矩之间的关系，得到X、Z轴的偏置角动量。

X、Z轴的偏置角动量的获取方法包含：

根据式(3)，X方向陀螺力矩ω₀h_z用于补偿X轴干扰力矩T_dx的常值部分T_{dx_C}，如式(4)：

ω₀h_z0+T_{dx_C}＝0 (4)

Z方向陀螺力矩-ω₀h_x补偿Z轴干扰力矩T_dz的常值部分T_{dz_C}，如式(5)：

-ω₀h_x0+T_{dz_C}＝0 (5)

根据式(4)和(5)，得到偏置角动量h_z0和h_x0，如式(6)和(7)：

h_z0＝-T_{dx_C}/ω₀ (6)

h_x0＝T_{dz_C}/ω₀ (7)。

S4、根据获得的偏置角动量进行磁力矩器卸载，就可实现角动量偏置。

其中，磁力矩器卸载采用如式(8)线性控制规律：

式(8)中，为磁棒的磁矩矢量；Ku为卸载时间常数的倒数；为星体本体三轴坐标系下的地磁场分量；H₀为飞轮的角动量的偏置值在卫星本体的三轴坐标系中的表示。

本发明还公开了一种适用于上述斜飞大惯量耦合卫星的常值干扰力矩补偿方法的补偿系统，该补偿系统包含：简化模块、陀螺力矩获取模块、连接简化模块和陀螺力矩获取模块输出的偏置角动量获取模块和补偿运行模块。

简化模块用于在稳态下对卫星姿态动力学方程进行简化。

陀螺力矩获取模块用于根据X、Z轴之间的动力学耦合关系，得到X、Z轴陀螺力矩。

偏置角动量获取模块用于根据X、Z轴陀螺力矩与常值干扰力矩之间的关系，得到X、Z轴的偏置角动量。

补偿运行模块用于根据获得的偏置角动量进行磁力矩器卸载，实现角动量偏置。

尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。

Claims (6)

1.一种斜飞大惯量耦合卫星的常值干扰力矩补偿方法，其特征在于，该补偿方法包含：

在稳态下对卫星姿态动力学方程进行简化；

根据X、Z轴之间的动力学耦合关系，得到X、Z轴陀螺力矩；

根据X、Z轴陀螺力矩与常值干扰力矩之间的关系，得到X、Z轴的偏置角动量；

根据获得的偏置角动量进行磁力矩器卸载，实现角动量偏置。

2.如权利要求1所述的斜飞大惯量耦合卫星的常值干扰力矩补偿方法，其特征在于，所述卫星姿态动力学方程如式(1)：

$\begin{array}{c}{I}_x{\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_x-I_y{\mathrm{\ω}}_y{\mathrm{\ω}}_z+I_{yz}{\mathrm{\ω}}_z^2-I_{yz}{\mathrm{\ω}}_y^2+I_z{\mathrm{\ω}}_y{\mathrm{\ω}}_z+{\stackrel{\·}{h}}_x-h_y{\mathrm{\ω}}_z+h_z{\mathrm{\ω}}_y=T_{dx}\\ I_y{\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_y-I_{yz}{\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_z-I_z{\mathrm{\ω}}_x{\mathrm{\ω}}_z+I_{yz}{\mathrm{\ω}}_x{\mathrm{\ω}}_y+I_x{\mathrm{\ω}}_x{\mathrm{\ω}}_z+{\stackrel{\·}{h}}_y+h_x{\mathrm{\ω}}_z-h_z{\mathrm{\ω}}_x=T_{dy}\\ I_z{\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_z-I_{yz}{\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_y-I_x{\mathrm{\ω}}_x{\mathrm{\ω}}_y+I_{yz}{\mathrm{\ω}}_x{\mathrm{\ω}}_z+I_y{\mathrm{\ω}}_x{\mathrm{\ω}}_y+{\stackrel{\·}{h}}_z-h_x{\mathrm{\ω}}_y+h_y{\mathrm{\ω}}_x=T_{dz}\end{array}---\left(1\right)$

卫星在稳定运行时，可简化卫星姿态动力学方程得到下式(2)：

$I_x{\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_x=T_{dx}-{\stackrel{\·}{h}}_x-h_z{\mathrm{\ω}}_y$

$I_y{\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_y-I_{yz}{\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_z=T_{dy}-{\stackrel{\·}{h}}_y$

$I_z{\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_z-I_{yz}{\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_y=T_{dz}-{\stackrel{\·}{h}}_z+h_x{\mathrm{\ω}}_y---\left(2\right)$

卫星惯性角速度变化都趋于零时，ω_y近似为-ω₀，动力学方程可进一步简化为式(3)：

$T_{dx}-{\stackrel{\·}{h}}_x+{\mathrm{\ω}}_0{h}_z=0$

$T_{dy}-{\stackrel{\·}{h}}_y=0$

$T_{dz}-{\stackrel{\·}{h}}_z-{\mathrm{\ω}}_0{h}_x=0---\left(3\right)$

式(1)、(2)、(3)中，I_x，I_y，I_z，I_xy，I_yz，I_xz为转动惯量；ω_x，ω_y，ω_z为惯性角速度；h_x，h_y，h_z为角动量；T_dx，T_dy，T_dz为干扰力矩；ω₀为轨道角速度。

3.如权利要求1所述的斜飞大惯量耦合卫星的常值干扰力矩补偿方法，其特征在于，所述的X、Z轴陀螺力矩的获取方法包含：

将卫星的角动量在Z轴方向进行偏置，产生X方向陀螺力矩ω₀h_z；

将卫星的角动量在X轴方向进行偏置，产生Z方向陀螺力矩-ω₀h_x。

4.如权利要求2所述的斜飞大惯量耦合卫星的常值干扰力矩补偿方法，其特征在于，所述的X、Z轴的偏置角动量的获取方法包含：

根据式(3)，X方向陀螺力矩ω₀h_z用于补偿X轴干扰力矩T_dx的常值部分T_{dx_C}，如式(4)：

ω₀h_z0+T_{dx_C}＝0 (4)

Z方向陀螺力矩-ω₀h_x补偿Z轴干扰力矩T_dz的常值部分T_{dz_C}，如式(5)：

-ω₀h_x0+T_{dz_C}＝0 (5)

根据式(4)和(5)，得到偏置角动量h_z0和h_x0，如式(6)和(7)：

h_z0＝-T_{dx_C}/ω₀ (6)

h_x0＝T_{dz_C}/ω₀ (7)。

5.如权利要求1所述的斜飞大惯量耦合卫星的常值干扰力矩补偿方法，其特征在于，所述磁力矩器卸载采用如式(8)线性控制规律：

$\stackrel{\‾}{M}=-\frac{K_u}{B^2}\stackrel{\‾}{B}\×(h-H_0)---\left(8\right)$

式(8)中，为磁棒的磁矩矢量；Ku为卸载时间常数的倒数；为星体本体三轴坐标系下的地磁场分量；H₀为飞轮的角动量的偏置值在卫星本体的三轴坐标系中的表示。

6.一种斜飞大惯量耦合卫星的常值干扰力矩补偿系统，其特征在于，该补偿系统包含：

简化模块，其在稳态下对卫星姿态动力学方程进行简化；

陀螺力矩获取模块，其根据X、Z轴之间的动力学耦合关系，得到X、Z轴陀螺力矩；

偏置角动量获取模块，其连接简化模块和陀螺力矩获取模块的输出，根据X、Z轴陀螺力矩与常值干扰力矩之间的关系，得到X、Z轴的偏置角动量；

补偿运行模块，其根据获得的偏置角动量进行磁力矩器卸载，实现角动量偏置。