CN106828981B - 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
斜飞大惯量耦合卫星的常值干扰力矩补偿方法和系统 Download PDFInfo
- Publication number
- CN106828981B CN106828981B CN201710146953.2A CN201710146953A CN106828981B CN 106828981 B CN106828981 B CN 106828981B CN 201710146953 A CN201710146953 A CN 201710146953A CN 106828981 B CN106828981 B CN 106828981B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- angular momentum
- moment
- satellite
- axis
- constant
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/28—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect
- B64G1/286—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect using control momentum gyroscopes (CMGs)
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
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
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):
式(1)、(2)、(3)中,Ix,Iy,Iz,Ixy,Iyz,Ixz为转动惯量;ωx,ωy,ωz为惯性角速度;hx,hy,hz为角动量;Tdx,Tdy,Tdz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ω0hz;
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-ω0hx。
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ω0hz用于补偿X轴干扰力矩Tdx的常值部分Tdx_C,如式(4):
ω0hz0+Tdx_C=0 (4)
Z方向陀螺力矩-ω0hx补偿Z轴干扰力矩Tdz的常值部分Tdz_C,如式(5):
-ω0hx0+Tdz_C=0 (5)
根据式(4)和(5),得到偏置角动量hz0和hx0,如式(6)和(7):
hz0=-Tdx_C/ω0 (6)
hx0=Tdz_C/ω0 (7)。
上述磁力矩器卸载采用如式(8)线性控制规律:
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,ωy近似为-ω0,动力学方程可进一步简化为式(3):
式(1)、(2)、(3)中,Ix,Iy,Iz,Ixy,Iyz,Ixz为转动惯量;ωx,ωy,ωz为惯性角速度;hx,hy,hz为角动量;Tdx,Tdy,Tdz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ω0hz;
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-ω0hx。
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ω0hz用于补偿X轴干扰力矩Tdx的常值部分Tdx_C,如式(4):
ω0hz0+Tdx_C=0 (4)
Z方向陀螺力矩-ω0hx补偿Z轴干扰力矩Tdz的常值部分Tdz_C,如式(5):
-ω0hx0+Tdz_C=0 (5)
根据式(4)和(5),得到偏置角动量hz0和hx0,如式(6)和(7):
hz0=-Tdx_C/ω0 (6)
hx0=Tdz_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:
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 (3)
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;
所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):
式(1)、(2)、(3)中,Ix,Iy,Iz,Iyz为转动惯量;ωx,ωy,ωz为惯性角速度;hx,hy,hz为角动量;Tdx,Tdy,Tdz为干扰力矩;ω0为轨道角速度;
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ω0hz;
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-ω0hx;
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ω0hz用于补偿X轴干扰力矩Tdx的常值部分Tdx_C,如式(4):
ω0hz0+Tdx_C=0 (4)
Z方向陀螺力矩-ω0hx补偿Z轴干扰力矩Tdz的常值部分Tdz_C,如式(5):
-ω0hx0+Tdz_C=0 (5)
根据式(4)和(5),得到偏置角动量hz0和hx0,如式(6)和(7):
hz0=-Tdx_C/ω0 (6)
hx0=Tdz_C/ω0 (7)。
3.一种适用于如权利要求1或2所述斜飞大惯量耦合卫星的常值干扰力矩补偿方法的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。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201710146953.2A CN106828981B (zh) | 2017-03-13 | 2017-03-13 | 斜飞大惯量耦合卫星的常值干扰力矩补偿方法和系统 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201710146953.2A CN106828981B (zh) | 2017-03-13 | 2017-03-13 | 斜飞大惯量耦合卫星的常值干扰力矩补偿方法和系统 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN106828981A CN106828981A (zh) | 2017-06-13 |
CN106828981B true CN106828981B (zh) | 2020-01-03 |
Family
ID=59144382
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN201710146953.2A Active CN106828981B (zh) | 2017-03-13 | 2017-03-13 | 斜飞大惯量耦合卫星的常值干扰力矩补偿方法和系统 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN106828981B (zh) |
Families Citing this family (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN110816898B (zh) * | 2019-11-01 | 2021-04-27 | 上海卫星工程研究所 | 大角动量补偿卫星三级失稳判断与控制设计方法 |
CN112550771B (zh) * | 2020-12-22 | 2022-06-03 | 上海卫星工程研究所 | 姿轨控通用综合测试的控制力矩陀螺信号采集方法及系统 |
CN113155153B (zh) * | 2021-03-29 | 2022-10-28 | 北京控制工程研究所 | 一种在轨磁力矩器干扰效能预测方法及系统 |
CN114212278B (zh) * | 2021-11-29 | 2023-11-14 | 上海航天控制技术研究所 | 卫星稳定控制及干扰补偿方法 |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN102001453A (zh) * | 2010-10-27 | 2011-04-06 | 北京控制工程研究所 | 一种增加前馈补偿改善磁控能力的方法 |
CN102880183A (zh) * | 2012-10-15 | 2013-01-16 | 北京控制工程研究所 | 一种用于偏航机动的控制力矩陀螺角动量管理方法 |
CN105068425A (zh) * | 2015-08-12 | 2015-11-18 | 哈尔滨工业大学 | 一种适用于敏捷卫星姿态确定的状态反馈鲁棒非脆弱控制方法 |
CN105159310A (zh) * | 2015-09-07 | 2015-12-16 | 北京航空航天大学 | 一种惯性系航天器姿态控制/角动量管理方法 |
WO2016051113A1 (fr) * | 2014-10-02 | 2016-04-07 | Airbus Defence And Space Sas | Procédé de contrôle d'attitude d'un satellite en mode survie, satellite adapté et procédé de commande à distance d'un tel satellite |
-
2017
- 2017-03-13 CN CN201710146953.2A patent/CN106828981B/zh active Active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN102001453A (zh) * | 2010-10-27 | 2011-04-06 | 北京控制工程研究所 | 一种增加前馈补偿改善磁控能力的方法 |
CN102880183A (zh) * | 2012-10-15 | 2013-01-16 | 北京控制工程研究所 | 一种用于偏航机动的控制力矩陀螺角动量管理方法 |
WO2016051113A1 (fr) * | 2014-10-02 | 2016-04-07 | Airbus Defence And Space Sas | Procédé de contrôle d'attitude d'un satellite en mode survie, satellite adapté et procédé de commande à distance d'un tel satellite |
CN105068425A (zh) * | 2015-08-12 | 2015-11-18 | 哈尔滨工业大学 | 一种适用于敏捷卫星姿态确定的状态反馈鲁棒非脆弱控制方法 |
CN105159310A (zh) * | 2015-09-07 | 2015-12-16 | 北京航空航天大学 | 一种惯性系航天器姿态控制/角动量管理方法 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN106828981A (zh) | 2017-06-13 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN106828981B (zh) | 斜飞大惯量耦合卫星的常值干扰力矩补偿方法和系统 | |
Ren et al. | Attitude-rate measurement and control integration using magnetically suspended control and sensitive gyroscopes | |
Bian et al. | Inertial navigation | |
Wang et al. | Estimation of information sharing error by dynamic deformation between inertial navigation systems | |
Liu et al. | A fast compass alignment method for SINS based on saved data and repeated navigation solution | |
CN106248078B (zh) | 机抖激光陀螺敏感轴动态偏移误差参数估计与补偿方法 | |
Show et al. | Spacecraft robust attitude tracking design: PID control approach | |
Yang et al. | In-flight calibration of gyros and star sensor with observability analysis for SINS/CNS integration | |
Ehrpais et al. | Nanosatellite spin-up using magnetic actuators: ESTCube-1 flight results | |
CN110803304B (zh) | 一种卫星姿态控制系统 | |
Liu et al. | Mass and mass center identification of target satellite after rendezvous and docking | |
CN102053622B (zh) | 用于偏置动量微小卫星章进动控制的方法 | |
CN110466803B (zh) | 基于等倾角姿态控制的自旋稳定卫星姿态预测方法 | |
CN104677356A (zh) | 一种基于角增量和比力输出的划桨速度计算方法 | |
CN111006665A (zh) | 一种基于磁场反馈的原子自旋陀螺仪捷联系统 | |
Bayat et al. | A heuristic design method for attitude stabilization of magnetic actuated satellites | |
CN111649738B (zh) | 微重力场下的加速度计初始姿态解算方法 | |
CN102998975B (zh) | 一种欠驱动航天器角速度稳定的鲁棒控制方法 | |
Sun et al. | Piecewise attitude tracking control of a gravity gradient microsatellite for coplanar orbital transfer | |
Shi et al. | A correcting accelerometer errors algorithm for SINS/CNS integrated system | |
Parkinson et al. | A magnetic attitude control system for precision pointing of the rolling GP-B spacecraft | |
Zhang et al. | Deep data fusion method for missile-borne inertial/celestial system | |
Branets et al. | Stabilization of a wheels carrying communication satellite without angle and angular velocity sensors | |
Huang et al. | The design of attitude heading reference system based on MEMS sensing technology | |
Zhang et al. | Disturbance observer-based attitude control for rigid spacecraft without angular velocity measurement |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PB01 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
GR01 | Patent grant | ||
GR01 | Patent grant |