CN108557116A - 带有旋转载荷的卫星平台的姿态控制方法和装置 - Google Patents

带有旋转载荷的卫星平台的姿态控制方法和装置 Download PDF

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CN108557116A CN201810434255.7A CN201810434255A CN108557116A CN 108557116 A CN108557116 A CN 108557116A CN 201810434255 A CN201810434255 A CN 201810434255A CN 108557116 A CN108557116 A CN 108557116A
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Abstract

本发明实施例公开了一种带有旋转载荷的卫星平台的姿态控制方法，测量旋转载荷相对于卫星平台的相对运动参数；将所述相对运动参数输入到预设的静不平衡干扰力矩模型，得到所述旋转载荷作用于所述卫星平台的静不平衡干扰力矩；根据所述静不平衡干扰力矩，控制所述卫星平台的姿态。本发明实施例还公开了一种带有旋转载荷的卫星平台的姿态控制装置、存储介质和信息处理装置。

Description

带有旋转载荷的卫星平台的姿态控制方法和装置
技术领域
本发明涉及航天领域，尤其涉及一种带有旋转载荷的卫星平台的姿态控制方法和装置。
背景技术
卫星的有效载荷承担着整个卫星的任务与使命，卫星有效载荷涉及光学、无线电、微波等多个领域，承担着包括对地成像、通信、资源勘察、气象观测等多种任务。常见的有效载荷包括红外扫描仪、合成孔径雷达、可见光电荷耦合器件(CCD，Charge Coupled Device)相机等，卫星的有效载荷因不同的任务而有所差异。
随着卫星技术的快速发展以及对卫星功能的需求，卫星载荷的种类呈现出多样化的趋势。部分卫星由于任务要求需要进行扫描操作，携带了大惯量旋转载荷，旋转载荷对卫星的姿态控制方法和控制精度提出了更高的要求和挑战。目前，卫星姿态控制系统设计技术比较成熟，但对具有大惯量旋转载荷卫星的控制方法的研究较少。
相比于传统的卫星，具有大惯量旋转载荷的卫星存在静不平衡量，静不平衡量为由于旋转载荷质心和卫星本体质心偏离旋转轴而产生；静不平衡量导致旋转载荷和卫星本体存在动力学耦合作用，从而影响卫星的姿态稳定，无法满足载荷对于姿态控制精度和稳定度的要求。
因此，如何提高大惯量旋转载荷的卫星的姿态控制的控制精度，提供卫星稳定度，是亟待解决的问题。
发明内容
有鉴于此，本发明实施例期望提供一种带有旋转载荷的卫星平台的姿态控制方法和装置，能实现大惯量旋转载荷的卫星的姿态控制，保持卫星姿态稳定。
为达到上述目的，本发明的技术方案是这样实现的：
本发明实施例提供了一种带有旋转载荷的卫星平台的姿态控制方法，所述方法包括：
测量旋转载荷相对于卫星平台的相对运动参数；
将所述相对运动参数输入到预设的静不平衡干扰力矩模型，得到所述旋转载荷作用于所述卫星平台的静不平衡干扰力矩；
根据所述静不平衡干扰力矩，控制所述卫星平台的姿态。
上述方案中，所述根据所述静不平衡干扰力矩，控制所述卫星平台的姿态，包括：
确定所述卫星平台的第一姿态控制力矩；
利用所述静不平衡干扰力矩补偿所述第一姿态控制力矩，得到所述卫星平台的第二姿态控制力矩；
利用所述第二姿态控制力矩，控制所述卫星平台的姿态。
上述方案中，所述方法还包括：
测量所述卫星平台的实际姿态参数；
比较所述卫星平台的实际姿态参数与期望姿态参数，获得姿态偏差；
所述确定所述卫星平台的第一姿态控制力矩，包括：
根据所述姿态偏差生成所述第一姿态控制力矩。
上述方案中，所述比较所述实际姿态参数与期望姿态参数，获得姿态偏差，包括：
比较实际姿态角与期望姿态角得到姿态偏差角；
和/或，
比较实际角速度与期望角速度得到角速度偏差。
上述方案中，所述根据所述姿态偏差生成所述第一姿态控制力矩，包括：
将所述姿态偏差输入到比例微分控制策略，得到所述第一姿态控制力矩。
上述方案中，所述将所述相对运动参数输入到预设的静不平衡干扰力矩模型，得到所述旋转载荷作用于所述卫星平台的静不平衡干扰力矩，包括：
利用如下公式计算所述静不平衡干扰力矩；
其中，Tx表示所述旋转载荷作用在卫星平台滚转轴的干扰力矩，Ty表示所述旋转载荷作用在卫星平台俯仰轴的干扰力矩，Tz表示所述旋转载荷作用在卫星平台偏航轴的干扰力矩，μ表示所述旋转载荷与旋转轴的摩擦系数，D表示所述旋转轴的直径，m表示所述旋转载荷质量，M表示所述卫星平台的质量，l表示所述卫星平台的质心到所述旋转载荷旋转平面的距离，α表示所述旋转载荷质心偏心角度，β表示所述旋转载荷相对于所述卫星平台旋转的角度；ωr表示所述旋转载荷旋转的角速度。
本发明实施例还提供了一种带有旋转载荷的卫星平台的姿态控制装置，所述装置包括：测量模块，确定模块和控制模块；其中，
所述测量模块，用于测量旋转载荷相对于卫星平台的相对运动参数；
所述确定模块，用于将所述相对运动参数输入到预设的静不平衡干扰力矩模型，得到所述旋转载荷作用于所述卫星平台的静不平衡干扰力矩；
所述控制模块，用于根据所述静不平衡干扰力矩，控制所述卫星平台的姿态。
上述方案中，所述控制模块，具体用于：
确定所述卫星平台的第一姿态控制力矩；
利用所述静不平衡干扰力矩补偿所述第一姿态控制力矩，得到所述卫星平台的第二姿态控制力矩；
利用所述第二姿态控制力矩，控制所述卫星平台的姿态；
所述控制模块还用于：
测量所述卫星平台的实际姿态参数；
比较所述卫星平台的实际姿态参数与期望姿态参数，获得姿态偏差；
根据所述姿态偏差生成所述第一姿态控制力矩。
所述姿态偏差包括：比较实际姿态角与期望姿态角得到姿态偏差角；
和/或，比较实际角速度与期望角速度得到角速度偏差。
上述方案中，所述控制模块，具体用于：
将所述姿态偏差输入到比例微分控制策略，得到所述第一姿态控制力矩。
上述方案中，所述确定模块利用如下公式计算所述静不平衡干扰力矩；
其中，Tx表示所述旋转载荷作用在卫星平台滚转轴的干扰力矩，Ty表示所述旋转载荷作用在卫星平台俯仰轴的干扰力矩，Tz表示所述旋转载荷作用在卫星平台偏航轴的干扰力矩，μ表示所述旋转载荷与旋转轴的摩擦系数，D表示所述旋转轴的直径，m表示所述旋转载荷质量，M表示所述卫星平台的质量，l表示所述卫星平台的质心到所述旋转载荷旋转平面的距离，α表示所述旋转载荷质心偏心角度，β表示所述旋转载荷相对于所述卫星平台旋转的角度；ωr表示所述旋转载荷旋转的角速度。
本发明实施例所提供的带有旋转载荷的卫星平台的姿态控制方法和装置，测量旋转载荷相对于卫星平台的相对运动参数；将所述相对运动参数输入到预设的静不平衡干扰力矩模型，得到所述旋转载荷作用于所述卫星平台的静不平衡干扰力矩；根据所述静不平衡干扰力矩，控制所述卫星平台的姿态。如此，在对卫星平台进行姿态控制时，加入对大惯量旋转载荷的静不平衡干扰力矩的补偿，从而提高大惯量旋转载荷卫星的姿态控制的控制精度，提高卫星稳定度。
附图说明
图1为本发明实施例带有旋转载荷的卫星平台的姿态控制方法的流程示意图；
图2为本发明实施例卫星平台和旋转载荷模型示意图；
图3为本发明实施例卫星姿态角速度变化曲线示意图；
图4为本发明实施例卫星姿态角速度变化曲线局部放大示意图；
图5为本发明实施例卫星姿态角变化曲线示意图；
图6为本发明实施例卫星姿态角变化曲线局部放大示意图；
图7为本发明实施例卫星控制力矩变化曲线示意图；
图8为本发明实施例卫星控制力矩变化曲线局部放大示意图；
图9为本发明实施例姿态控制装置组成结构示意图。
具体实施方式
本发明实施例中，测量旋转载荷相对于卫星平台的相对运动参数；将所述相对运动参数输入到预设的静不平衡干扰力矩模型，得到所述旋转载荷作用于所述卫星平台的静不平衡干扰力矩；根据所述静不平衡干扰力矩，控制所述卫星平台的姿态。
本发明实施例提供的带有旋转载荷的卫星平台的姿态控制方法，如图1所示，所述方法包括：
步骤101：测量旋转载荷相对于卫星平台的相对运动参数；
这里，所述旋转载荷为可以是卫星平台上的红外扫描仪、合成孔径雷达、可见光CCD相机等工作时进行旋转的载荷；尤其是自身质量不小于卫星平台质量一半的大惯量旋转载荷。
首先，可以由卫星平台上的中央处理器等控制部件获取旋转载荷相对于卫星平台的相对运动参数；所述相对运动参数包括：旋转载荷与旋转轴的摩擦系数、卫星平台质心到旋转载荷旋转平面的距离、旋转载荷质心偏心角度、旋转载荷与旋转轴的摩擦系数，旋转载荷相对卫星平台旋转的角度和旋转载荷旋转的角速度等旋转载荷在卫星平台进行相对运动的参数；其中，摩擦系数与转轴和旋转载荷的材料有关，可以预先通过查表或测量得到；卫星平台质心到旋转载荷旋转平面的距离，可以预先从卫星平台及旋转载荷的设计参数中获知；旋转载荷质心偏心角度，即滚转轴方向，卫星平台质心和旋转载荷质心的夹角，通常为地面矫正后残留的偏心角度，可以通过测量得到；旋转载荷相对卫星平台旋转的角度，即旋转载荷在第一时间和第二时间之间形成的，位于旋转载荷旋转平面上相对于卫星平台的夹角，可以通过实时测量得到；旋转载荷旋转的角速度，为实时测量值。如当所述旋转载荷由电机驱动时，旋转载荷相对卫星平台旋转的角度和旋转载荷旋转的角速度均可由控制电机反馈得到。
卫星平台上的中央处理器等控制部件可以预先获得在旋转载荷与卫星平台相对运动时不发生变化的相对运动参数，如旋转载荷与旋转轴的摩擦系数、卫星平台质心到旋转载荷旋转平面的距离、旋转载荷质心偏心角度、旋转载荷与旋转轴的摩擦系数等，以及在旋转载荷与卫星平台相对运动过程中实时变化的相对运动参数，如旋转载荷相对卫星平台旋转的角度和旋转载荷旋转的角速度等。
步骤102：将所述相对运动参数输入到预设的静不平衡干扰力矩模型，得到所述旋转载荷作用于所述卫星平台的静不平衡干扰力矩；
大惯量旋转载荷对卫星平台的影响主要体现在静不平衡和动不平衡引起的干扰力矩上。其中，动不平衡量可以采用已知方法进行配平，使得残余动不平衡量达到要求从而减小甚至消除动不平衡量产生的影响；
对于静不平衡量，可以预设所述旋转载荷在旋转时作用在卫星平台上的静不平衡干扰力矩模型；根据旋转载荷和卫星平台的相对运动参数，通过所述静不平衡干扰力矩模型确定所述旋转载荷作用在卫星平台上的静不平衡干扰力矩；如在特定方向的力矩等。
进一步的，所述旋转载荷的静不平衡干扰力矩模型可以如图2所示，其中，X、Y和Z分别表示滚转轴、俯仰轴和偏航轴；Cs表示所述卫星平台的质心，Cl和Cl'分别表示旋转载荷在旋转过程中的第一时间和第二时间所处位置的质心；P表示旋转载荷质心所在的旋转平面，即旋转载荷旋转平面；所述旋转载荷的静不平衡干扰力矩模型可以用表达式(1)表示：
其中，Tx表示所述旋转载荷作用在卫星平台滚转轴的干扰力矩，Ty表示所述旋转载荷作用在卫星平台俯仰轴的干扰力矩，Tz表示所述旋转载荷作用在卫星平台偏航轴的干扰力矩；μ表示所述旋转载荷与旋转轴的摩擦系数，摩擦系数与转轴和旋转载荷的材料有关，可以预先通过查表或测量得到；D表示所述旋转轴的直径，m为旋转载荷的质量，M为所述卫星平台的质量，l为卫星平台质心到旋转载荷旋转平面的距离，可以预先测量得到；α为旋转载荷质心偏心角度，即图2中在滚转轴方向，卫星平台质心和旋转载荷质心的夹角，通常为地面矫正后残留的偏心角度，可以通过测量得到；β为旋转载荷相对卫星平台旋转的角度，即旋转载荷在第一时间和第二时间之间形成的，位于旋转载荷旋转平面上相对于卫星平台的夹角，可以通过实时测量得到；ωr为旋转载荷旋转的角速度，为实时测量值。如当所述旋转载荷由电机驱动时，β和ωr均可由控制电机反馈得到。
如此，可以根据预先测量的相对运动参数和旋转运动过程中实时测量得到的相对运动参数，通过上述静不平衡干扰力矩得到所述旋转载荷作用在卫星平台上的静不平衡干扰力矩。
步骤103：根据所述静不平衡干扰力矩，控制所述卫星平台的姿态；
获取所述静不平衡干扰力矩后，可以将所述静不平衡干扰力矩用于调整所述卫星平台的姿态；如采用飞轮等执行机构，产生与所述静不平衡干扰力矩相反的力矩，从而抵消所述静不平衡力矩，起到控制卫星平台姿态的效果。进一步的，可以确定所述卫星平台的第一姿态控制力矩；利用所述静不平衡干扰力矩补偿所述第一姿态控制力矩，得到所述卫星平台的第二姿态控制力矩；利用所述第二姿态控制力矩，控制所述卫星平台的姿态；
通常，可以根据接收姿态敏感器检测的卫星平台的姿态数据等，确定用于调整卫星平台的第一姿态控制力矩，再结合所述静不平衡干扰力矩实现对卫星姿态的控制，并通过飞轮等执行机构作用于卫星等卫星平台，实现对卫星平台姿态的控制；
具体的，得到第一姿态控制力矩后，可以根据所述旋转载荷作用在所述卫星平台上的静不平衡干扰力矩对第一姿态控制力矩进行补偿，得到所述卫星平台的第二姿态控制力矩，将补偿后的姿态控制力矩用于卫星平台的姿态控制。可以将第一姿态控制力矩减去静不平衡干扰力矩的方式进行补偿，从而得到第二姿态控制力矩。
进一步的，可以测量所述卫星平台的实际姿态参数；比较所述卫星平台的实际姿态参数与期望姿态参数，获得姿态偏差；根据所述姿态偏差生成所述第一姿态控制力矩；
这里，可以根据卫星平台的姿态偏差，如卫星平台转动速度偏差等，结合卫星平台质量等，计算修正所述姿态偏差所需的第一姿态控制力矩；如卫星在某一角度的转动速度偏差较大时，可以计算出纠正该速度偏差的第一姿态控制力矩，通过飞轮等作用机构施加反向力矩，从而纠正卫星平台转动速度偏差。
进一步的，所述姿态偏差包括：姿态偏差角和角速度偏差等；可以比较实际姿态角与期望姿态角得到姿态偏差角；比较实际角速度与期望角速度得到角速度偏差；根据所述姿态偏差角和角速度偏差确定所述第一姿态控制力矩；
具体的，可以采用一些现有的控制策略如比例积分微分(PID，ProportionIntegral Differential)控制、和比例积分(PI，Proportion Integral)控制等方式，将所述姿态偏差角和角速度偏差作为输入项，得到第一姿态控制力矩。PI控制方式可以用表达式(2)表示：
u＝Kpeθ+Ki∫eθ (2)
其中，u为控制器输出的控制力矩，Kp为比例系数，Ki为积分系数，eθ表示预设卫星平台姿态角与当前卫星平台姿态角的姿态偏差角。
更进一步的，可以将所述姿态偏差输入到比例微分控制策略，得到所述第一姿态控制力矩；
所述比例微分控制的控制规律是当被控变量发生偏差时，调节器的输出信号增量与偏差大小及偏差对时间的微分，即偏差变换速度成正比。其中，比例微分控制中的比例项的作用是放大偏差的幅值，但比例项往往不能达到期望的控制要求，特别是对于惯性较大的对象；为了使控制及时，常常希望能根据被控变量变化的快慢来控制，因此，引入“微分”项，实现对误差的超前控制。对有较大惯性或滞后的被控对象，比例微分控制，即“比例(P)+微分(D)”控制器能改善系统在调节过程中的动态特性；
这里，所述第一姿态控制力矩可以用表达式(3)表示：
其中，u表示所述第一姿态控制力矩，Kp表示预设比例系数，Kd表示预设微分系数，eθ表示预设卫星平台姿态角与当前卫星平台姿态角的姿态偏差角，为预设卫星平台姿态角速度与当前卫星平台姿态速度的角速度偏差。Kp的取值范围可以是0到100，Kd的取值范围可以是0.1到200。这里，所述姿态角和姿态角速度均为三维向量，分别包括滚转轴、俯仰轴、偏航轴方向的姿态和姿态角速度。
实际应用中，Kp和Kd可以采用现有的一些方法确定，如通过建模或者实验，不断调整得到；Kp用于放大或缩小偏差，调整偏差在控制反馈中的比重，以此增强或减弱响应强度；Kd用于放大或缩小偏差的变化速度；调整偏差变化在控制反馈中的比重，以此增强或减弱响应速度；本发明实施例中，所述偏差为姿态角偏差，所述偏差的变化速度为角速度偏差；增大比例系数Kp一般将加快系统的响应，在有静差的情况下有利于减小静差，但是过大的比例系数会使系统有比较大的超调，并产生震荡，使稳定性变坏。增大微分系数Kd有利于加快系统的响应速度，使系统超调量减小，稳定性增加，但系统对扰动的抑制能力减弱。
采用所述旋转载荷作用在所述卫星平台上的静不平衡干扰力矩，进行所述第一姿态控制力矩补偿后的第二姿态控制力矩可以用表达式(4)表示：
其中，U表示第二姿态控制力矩，表示第一姿态控制力矩，T＝[Tx,Ty,Tz]T为表达式(1)所述的旋转载荷的静不平衡干扰力矩，为测量计算值。
在比例微分控制确定第一姿态控制力矩的基础上，针对大惯量旋转载荷静不平衡产生的干扰力矩进行补偿，得到最终用于控制卫星平台姿态的第二控制力矩，可以有效的抑制干扰力矩对卫星平台姿态产生的影响，提高大惯量旋转载荷的卫星平台的姿态控制的控制精度，提高卫星平台稳定度。
下面结合具体示例对本发明产生的积极效果作进一步详细的描述；
这里，采用本发明实施例提供带有旋转载荷的卫星平台的姿态控制方法，即比例微分控制策略加旋转载荷的静不平衡干扰力矩补偿方式进行卫星姿态控制方法进行的仿真；
其中，卫星本体质量：M＝1200kg；旋转载荷质量：m＝800kg；旋转角速度：ω＝10°/s；旋转载荷质心偏差角：α＝0.004rad；x轴方向质心距：l＝0.5m；转轴直径：D＝0.08m；转轴摩擦系数：μ＝0.0002；仿真中涉及到的其它参数还包括：
卫星本体转动惯量：
旋转载荷转动惯量：
卫星期望姿态角：[0 0 0]rad；卫星期望姿态角速度：[0 0 0]rad/s；
这里，仿真采用飞轮作为作用机构对卫星施加姿态控制力矩；
飞轮最大转速：6000r/min；飞轮最大角动量：50N·m·s；飞轮最大控制力矩：1N·m；仿真步长：0.05s；仿真时间：1000s；
仿真结果如图2至图8所示；图3和图4为卫星姿态角速度变化曲线，图4为图3的局部放大图；其中：θX为滚转轴方向的姿态角速度变化曲线，θY为俯仰轴方向的姿态角速度变化曲线；θZ为偏航轴方向的姿态角速度变化曲线。图5和图6为卫星姿态角变化曲线，图6为图5的局部放大图；其中：ωX为滚转轴方向的姿态角变化曲线，ωY为俯仰轴方向的姿态角变化曲线；ωZ为偏航轴方向的姿态角速度曲线。图7和图8为卫星姿态控制中的控制力矩变化曲线，图4为图3的局部放大图；其中：uX为滚转轴方向的控制力矩变化曲线，uY为俯仰轴方向的控制力矩变化曲线；uZ为偏航轴方向的控制力矩变化曲线。
由仿真结果可以看出，通过PD控制加干扰补偿的控制方法可以获得较好的姿态控制控制效果；卫星星体姿态角速度控制精度达到0.0005°/s，姿态角控制精度达到0.005°。由于仿真过程考虑到大惯量旋转载荷的加速阶段，所以仿真前期滚转轴控制力矩较大，滚转角、滚转角速度随着旋转载荷由加速阶段过度到匀速阶段后逐渐稳定；本发明实施例采用的姿态控制方法能够有效抑制静不平衡对卫星本体的扰动。
本发明实施例提供的带有旋转载荷的卫星平台的姿态控制装置，如图9所示，所述装置包括：测量模块91、确定模块92和控制模块93；其中，
所述测量模块91，用于测量旋转载荷相对于卫星平台的相对运动参数；
这里，所述旋转载荷为可以是卫星平台上的红外扫描仪、合成孔径雷达、可见光CCD相机等工作时进行旋转的载荷；尤其是自身质量不小于卫星平台质量一半的大惯量旋转载荷。
首先，可以由卫星平台上的中央处理器等控制部件获取旋转载荷相对于卫星平台的相对运动参数；所述相对运动参数包括：旋转载荷与旋转轴的摩擦系数、卫星平台质心到旋转载荷旋转平面的距离、旋转载荷质心偏心角度、旋转载荷与旋转轴的摩擦系数，旋转载荷相对卫星平台旋转的角度和旋转载荷旋转的角速度等旋转载荷在卫星平台进行相对运动的参数；其中，摩擦系数与转轴和旋转载荷的材料有关，可以预先通过查表或测量得到；卫星平台质心到旋转载荷旋转平面的距离，可以预先从卫星平台及旋转载荷的设计参数中获知；旋转载荷质心偏心角度，即滚转轴方向，卫星平台质心和旋转载荷质心的夹角，通常为地面矫正后残留的偏心角度，可以通过测量得到；旋转载荷相对卫星平台旋转的角度，即旋转载荷在第一时间和第二时间之间形成的，位于旋转载荷旋转平面上相对于卫星平台的夹角，可以通过实时测量得到；旋转载荷旋转的角速度，为实时测量值。如当所述旋转载荷由电机驱动时，旋转载荷相对卫星平台旋转的角度和旋转载荷旋转的角速度均可由控制电机反馈得到。
卫星平台上的中央处理器等控制部件可以预先获得在旋转载荷与卫星平台相对运动时不发生变化的相对运动参数，如旋转载荷与旋转轴的摩擦系数、卫星平台质心到旋转载荷旋转平面的距离、旋转载荷质心偏心角度、旋转载荷与旋转轴的摩擦系数等，以及在旋转载荷与卫星平台相对运动过程中实时变化的相对运动参数，如旋转载荷相对卫星平台旋转的角度和旋转载荷旋转的角速度等。
所述确定模块92，用于将所述相对运动参数输入到预设的静不平衡干扰力矩模型，得到所述旋转载荷作用于所述卫星平台的静不平衡干扰力矩；
大惯量旋转载荷对卫星的影响主要体现在静不平衡和动不平衡引起的干扰力矩上。其中，动不平衡量可以采用已知方法进行配平，使得残余动不平衡量达到要求从而减小甚至消除动不平衡量产生的影响；
对于静不平衡量，可以预设所述旋转载荷在旋转时作用在卫星平台上的静不平衡干扰力矩模型；根据旋转载荷和卫星平台的相对运动参数，通过所述静不平衡干扰力矩模型确定所述旋转载荷作用在卫星平台上的静不平衡干扰力矩；如在特定方向的力矩等。
进一步的，所述旋转载荷的静不平衡干扰力矩模型可以如图2所示，其中，X、Y和Z分别表示滚转轴、俯仰轴和偏航轴；Cs表示所述卫星平台的质心，Cl和Cl'分别表示旋转载荷在旋转过程中的第一时间和第二时间所处位置的质心；P表示旋转载荷质心所在的旋转平面，即旋转载荷旋转平面；所述旋转载荷的静不平衡干扰力矩模型可以用表达式(1)表示；其中，Tx表示所述旋转载荷作用在卫星平台滚转轴的干扰力矩，Ty表示所述旋转载荷作用在卫星平台俯仰轴的干扰力矩，Tz表示所述旋转载荷作用在卫星平台偏航轴的干扰力矩；μ表示所述旋转载荷与旋转轴的摩擦系数，摩擦系数与转轴和旋转载荷的材料有关，可以预先通过查表或测量得到；D表示所述旋转轴的直径，m为旋转载荷的质量，M为所述卫星平台的质量，l为卫星平台质心到旋转载荷旋转平面的距离，可以预先测量得到；α为旋转载荷质心偏心角度，即图2中在滚转轴方向，卫星平台质心和旋转载荷质心的夹角，通常为地面矫正后残留的偏心角度，可以通过测量得到；β为旋转载荷相对卫星平台旋转的角度，即旋转载荷在第一时间和第二时间之间形成的，位于旋转载荷旋转平面上相对于卫星平台的夹角；ωr为旋转载荷旋转的角速度，为实时测量值。如当所述旋转载荷由电机驱动时，β和ωr均可由控制电机反馈得到。
如此，可以根据预先测量的相对运动参数和旋转运动过程中实时测量得到的相对运动参数，通过上述静不平衡干扰力矩得到所述旋转载荷作用在卫星平台上的静不平衡干扰力矩。
所述控制模块93，用于根据所述静不平衡干扰力矩，控制所述卫星平台的姿态；
获取所述静不平衡干扰力矩后，可以将所述静不平衡干扰力矩用于调整所述卫星平台的姿态；如采用飞轮等执行机构，产生与所述静不平衡干扰力矩相反的力矩，从而抵消所述静不平衡力矩，起到控制卫星平台姿态的效果。进一步的，可以确定所述卫星平台的第一姿态控制力矩；利用所述静不平衡干扰力矩补偿所述第一姿态控制力矩，得到所述卫星平台的第二姿态控制力矩；利用所述第二姿态控制力矩，控制所述卫星平台的姿态；
通常，可以根据接收姿态敏感器检测的卫星平台的姿态数据等，确定用于调整卫星平台的第一姿态控制力矩，再结合所述静不平衡干扰力矩实现对卫星姿态的控制，并通过飞轮等执行机构作用于卫星等卫星平台，实现对卫星平台姿态的控制；
具体的，得到第一姿态控制力矩后，可以根据所述旋转载荷作用在所述卫星平台上的静不平衡干扰力矩对第一姿态控制力矩进行补偿，得到所述卫星平台的第二姿态控制力矩，将补偿后的姿态控制力矩用于卫星平台的姿态控制。可以将第一姿态控制力矩减去静不平衡干扰力矩的方式进行补偿，从而得到第二姿态控制力矩。
进一步的，可以测量所述卫星平台的实际姿态参数；比较所述卫星平台的实际姿态参数与期望姿态参数，获得姿态偏差；根据所述姿态偏差生成所述第一姿态控制力矩；
这里，可以根据卫星平台的姿态偏差，如卫星平台转动速度偏差等，结合卫星平台质量等，计算修正所述姿态偏差所需的第一姿态控制力矩；如卫星在某一角度的转动速度偏差较大时，可以计算出纠正该速度偏差的第一姿态控制力矩，通过飞轮等作用机构施加反向力矩，从而纠正卫星平台转动速度偏差。
进一步的，所述姿态偏差包括：姿态偏差角和角速度偏差等；可以比较实际姿态角与期望姿态角得到姿态偏差角；比较实际角速度与期望角速度得到角速度偏差；根据所述姿态偏差角和角速度偏差确定所述第一姿态控制力矩；
具体的，可以采用一些现有的控制策略如PID控制、和PI控制等方式，将所述姿态偏差角和角速度偏差作为输入项，得到第一姿态控制力矩。PI控制方式可以用表达式(2)表示；其中，u为控制器输出的控制力矩，Kp为比例系数，Ki为积分系数，eθ表示预设卫星平台姿态角与当前卫星平台姿态角的姿态偏差角。
更进一步的，可以将所述姿态偏差输入到比例微分控制策略，得到所述第一姿态控制力矩；
所述比例微分控制的控制规律是当被控变量发生偏差时，调节器的输出信号增量与偏差大小及偏差对时间的微分，即偏差变换速度成正比。其中，比例微分控制中的比例项的作用是放大偏差的幅值，但比例项往往不能达到期望的控制要求，特别是对于惯性较大的对象；为了使控制及时，常常希望能根据被控变量变化的快慢来控制，因此，引入“微分”项，实现对误差的超前控制。对有较大惯性或滞后的被控对象，比例微分控制，即“比例(P)+微分(D)”控制器能改善系统在调节过程中的动态特性；
这里，所述第一姿态控制力矩可以用表达式(3)表示；其中，u表示所述第一姿态控制力矩，Kp表示预设比例系数，Kd表示预设微分系数，eθ表示预设卫星平台姿态角与当前卫星平台姿态角的姿态偏差角，表示预设卫星平台姿态角速度与当前卫星平台姿态速度的角速度偏差。Kp的取值范围可以是0到100，Kd的取值范围可以是0.1到200。这里，所述姿态角和姿态角速度均为三维向量，分别包括滚转轴、俯仰轴、偏航轴方向的姿态和姿态角速度。
实际应用中，Kp和Kd可以采用现有的一些方法确定，如通过建模或者实验，不断调整得到；Kp用于放大或缩小偏差，调整偏差在控制反馈中的比重，以此增强或减弱响应强度；Kd用于放大或缩小偏差的变化速度；调整偏差变化在控制反馈中的比重，以此增强或减弱响应速度；本发明实施例中，所述偏差为姿态角偏差，所述偏差的变化速度为角速度偏差；增大比例系数Kp一般将加快系统的响应，在有静差的情况下有利于减小静差，但是过大的比例系数会使系统有比较大的超调，并产生震荡，使稳定性变坏。增大微分系数Kd有利于加快系统的响应速度，使系统超调量减小，稳定性增加，但系统对扰动的抑制能力减弱。
采用所述旋转载荷作用在所述卫星平台上的静不平衡干扰力矩，进行所述第一姿态控制力矩补偿后的第二姿态控制力矩可以用表达式(4)表示；其中，U表示第二姿态控制力矩，表示第一姿态控制力矩，T＝[Tx,Ty,Tz]T为表达式(1)所述的旋转载荷的静不平衡干扰力矩，为测量计算值。
在比例微分控制确定第一姿态控制力矩的基础上，针对大惯量旋转载荷静不平衡产生的干扰力矩进行补偿，得到最终用于控制卫星平台姿态的第二控制力矩，可以有效的抑制干扰力矩对卫星平台姿态产生的影响，提高大惯量旋转载荷的卫星平台的姿态控制的控制精度，提高卫星平台稳定度。
在实际应用中，所述：测量模块91、确定模块92和控制模块93均可以由卫星等卫星平台中的中央处理器(CPU)、微处理器(MCU)、数字信号处理器(DSP)、或现场可编程门阵列(FPGA)等实现。
本发明实施例提供的一种存储介质，其上存储有可执行程序，所述可执行程序被处理器执行时实现带有旋转载荷的卫星平台的姿态控制方法；
所述带有旋转载荷的卫星平台的姿态控制方法，如图1所示，所述方法包括：
步骤101：测量旋转载荷相对于卫星平台的相对运动参数；
这里，所述旋转载荷为可以是卫星平台上的红外扫描仪、合成孔径雷达、可见光CCD相机等工作时进行旋转的载荷；尤其是自身质量不小于卫星平台质量一半的大惯量旋转载荷。
首先，可以由卫星平台上的中央处理器等控制部件获取旋转载荷相对于卫星平台的相对运动参数；所述相对运动参数包括：旋转载荷与旋转轴的摩擦系数、卫星平台质心到旋转载荷旋转平面的距离、旋转载荷质心偏心角度、旋转载荷与旋转轴的摩擦系数，旋转载荷相对卫星平台旋转的角度和旋转载荷旋转的角速度等旋转载荷在卫星平台进行相对运动的参数；其中，摩擦系数与转轴和旋转载荷的材料有关，可以预先通过查表或测量得到；卫星平台质心到旋转载荷旋转平面的距离，可以预先从卫星平台及旋转载荷的设计参数中获知；旋转载荷质心偏心角度，即滚转轴方向，卫星平台质心和旋转载荷质心的夹角，通常为地面矫正后残留的偏心角度，可以通过测量得到；旋转载荷相对卫星平台旋转的角度，即旋转载荷在第一时间和第二时间之间形成的，位于旋转载荷旋转平面上相对于卫星平台的夹角，可以通过实时测量得到；旋转载荷旋转的角速度，为实时测量值。如当所述旋转载荷由电机驱动时，旋转载荷相对卫星平台旋转的角度和旋转载荷旋转的角速度均可由控制电机反馈得到。
卫星平台上的中央处理器等控制部件可以预先获得在旋转载荷与卫星平台相对运动时不发生变化的相对运动参数，如旋转载荷与旋转轴的摩擦系数、卫星平台质心到旋转载荷旋转平面的距离、旋转载荷质心偏心角度、旋转载荷与旋转轴的摩擦系数等，以及在旋转载荷与卫星平台相对运动过程中实时变化的相对运动参数，如旋转载荷相对卫星平台旋转的角度和旋转载荷旋转的角速度等。
步骤102：将所述相对运动参数输入到预设的静不平衡干扰力矩模型，得到所述旋转载荷作用于所述卫星平台的静不平衡干扰力矩；
大惯量旋转载荷对卫星的影响主要体现在静不平衡和动不平衡引起的干扰力矩上。其中，动不平衡量可以采用已知方法进行配平，使得残余动不平衡量达到要求从而减小甚至消除动不平衡量产生的影响；
对于静不平衡量，可以预设所述旋转载荷在旋转时作用在卫星平台上的静不平衡干扰力矩模型；根据旋转载荷和卫星平台的相对运动参数，通过所述静不平衡干扰力矩模型确定所述旋转载荷作用在卫星平台上的静不平衡干扰力矩；如在特定方向的力矩等。
进一步的，所述旋转载荷的静不平衡干扰力矩模型可以如图2所示，其中，X、Y和Z分别表示滚转轴、俯仰轴和偏航轴；Cs表示所述卫星平台的质心，Cl和Cl'分别表示旋转载荷在旋转过程中的第一时间和第二时间所处位置的质心；P表示旋转载荷质心所在的旋转平面，即旋转载荷旋转平面；所述旋转载荷的静不平衡干扰力矩模型可以用表达式(1)表示；其中，Tx表示所述旋转载荷作用在卫星平台滚转轴的干扰力矩，Ty表示所述旋转载荷作用在卫星平台俯仰轴的干扰力矩，Tz表示所述旋转载荷作用在卫星平台偏航轴的干扰力矩；μ表示所述旋转载荷与旋转轴的摩擦系数，摩擦系数与转轴和旋转载荷的材料有关，可以预先通过查表或测量得到；D表示所述旋转轴的直径，m为旋转载荷的质量，M为所述卫星平台的质量，l为卫星平台质心到旋转载荷旋转平面的距离，可以预先测量得到；α为旋转载荷质心偏心角度，即图2中在滚转轴方向，卫星平台质心和旋转载荷质心的夹角，通常为地面矫正后残留的偏心角度，可以通过测量得到；β为旋转载荷相对卫星平台旋转的角度，即旋转载荷在第一时间和第二时间之间形成的，位于旋转载荷旋转平面上相对于卫星平台的夹角，可以通过实时测量得到；ωr为旋转载荷旋转的角速度，为实时测量值。如当所述旋转载荷由电机驱动时，β和ωr均可由控制电机反馈得到。
如此，可以根据预先测量的相对运动参数和旋转运动过程中实时测量得到的相对运动参数，通过上述静不平衡干扰力矩得到所述旋转载荷作用在卫星平台上的静不平衡干扰力矩。
步骤103：根据所述静不平衡干扰力矩，控制所述卫星平台的姿态；
获取所述静不平衡干扰力矩后，可以将所述静不平衡干扰力矩用于调整所述卫星平台的姿态；如采用飞轮等执行机构，产生与所述静不平衡干扰力矩相反的力矩，从而抵消所述静不平衡力矩，起到控制卫星平台姿态的效果。进一步的，可以确定所述卫星平台的第一姿态控制力矩；利用所述静不平衡干扰力矩补偿所述第一姿态控制力矩，得到所述卫星平台的第二姿态控制力矩；利用所述第二姿态控制力矩，控制所述卫星平台的姿态；
通常，可以根据接收姿态敏感器检测的卫星平台的姿态数据等，确定用于调整卫星平台的第一姿态控制力矩，再结合所述静不平衡干扰力矩实现对卫星姿态的控制，并通过飞轮等执行机构作用于卫星等卫星平台，实现对卫星平台姿态的控制；
具体的，得到第一姿态控制力矩后，可以根据所述旋转载荷作用在所述卫星平台上的静不平衡干扰力矩对第一姿态控制力矩进行补偿，得到所述卫星平台的第二姿态控制力矩，将补偿后的姿态控制力矩用于卫星平台的姿态控制。可以将第一姿态控制力矩减去静不平衡干扰力矩的方式进行补偿，从而得到第二姿态控制力矩。
进一步的，可以测量所述卫星平台的实际姿态参数；比较所述卫星平台的实际姿态参数与期望姿态参数，获得姿态偏差；根据所述姿态偏差生成所述第一姿态控制力矩；
这里，可以根据卫星平台的姿态偏差，如卫星平台转动速度偏差等，结合卫星平台质量等，计算修正所述姿态偏差所需的第一姿态控制力矩；如卫星在某一角度的转动速度偏差较大时，可以计算出纠正该速度偏差的第一姿态控制力矩，通过飞轮等作用机构施加反向力矩，从而纠正卫星平台转动速度偏差。
进一步的，所述姿态偏差包括：姿态偏差角和角速度偏差等；可以比较实际姿态角与期望姿态角得到姿态偏差角；比较实际角速度与期望角速度得到角速度偏差；根据所述姿态偏差角和角速度偏差确定所述第一姿态控制力矩；
具体的，可以采用一些现有的控制策略如PID控制、和PI控制等方式，将所述姿态偏差角和角速度偏差作为输入项，得到第一姿态控制力矩。PI控制方式可以用表达式(2)表示；其中，u为控制器输出的控制力矩，Kp为比例系数，Ki为积分系数，eθ表示预设卫星平台姿态角与当前卫星平台姿态角的姿态偏差角。
更进一步的，可以将所述姿态偏差输入到比例微分控制策略，得到所述第一姿态控制力矩；
所述比例微分控制的控制规律是当被控变量发生偏差时，调节器的输出信号增量与偏差大小及偏差对时间的微分，即偏差变换速度成正比。其中，比例微分控制中的比例项的作用是放大偏差的幅值，但比例项往往不能达到期望的控制要求，特别是对于惯性较大的对象；为了使控制及时，常常希望能根据被控变量变化的快慢来控制，因此，引入“微分”项，实现对误差的超前控制。对有较大惯性或滞后的被控对象，比例微分控制，即“比例(P)+微分(D)”控制器能改善系统在调节过程中的动态特性；
这里，所述第一姿态控制力矩可以用表达式(3)表示；其中，u表示所述第一姿态控制力矩，Kp表示预设比例系数，Kd表示预设微分系数，eθ表示预设卫星平台姿态角与当前卫星平台姿态角的姿态偏差角，表示预设卫星平台姿态角速度与当前卫星平台姿态速度的角速度偏差。Kp的取值范围可以是0到100，Kd的取值范围可以是0.1到200。这里，所述姿态角和姿态角速度均为三维向量，分别包括滚转轴、俯仰轴、偏航轴方向的姿态和姿态角速度。
实际应用中，Kp和Kd可以采用现有的一些方法确定，如通过建模或者实验，不断调整得到；Kp用于放大或缩小偏差，调整偏差在控制反馈中的比重，以此增强或减弱响应强度；Kd用于放大或缩小偏差的变化速度；调整偏差变化在控制反馈中的比重，以此增强或减弱响应速度；本发明实施例中，所述偏差为姿态角偏差，所述偏差的变化速度为角速度偏差；增大比例系数Kp一般将加快系统的响应，在有静差的情况下有利于减小静差，但是过大的比例系数会使系统有比较大的超调，并产生震荡，使稳定性变坏。增大微分系数Kd有利于加快系统的响应速度，使系统超调量减小，稳定性增加，但系统对扰动的抑制能力减弱。
采用所述旋转载荷作用在所述卫星平台上的静不平衡干扰力矩，进行所述第一姿态控制力矩补偿后的第二姿态控制力矩可以用表达式(4)表示；其中，U表示第二姿态控制力矩，表示第一姿态控制力矩，T＝[Tx,Ty,Tz]T为表达式(1)所述的旋转载荷的静不平衡干扰力矩，为测量计算值。
在比例微分控制确定第一姿态控制力矩的基础上，针对大惯量旋转载荷静不平衡产生的干扰力矩进行补偿，得到最终用于控制卫星平台姿态的第二控制力矩，可以有效的抑制干扰力矩对卫星平台姿态产生的影响，提高大惯量旋转载荷的卫星平台的姿态控制的控制精度，提高卫星平台稳定度。
本发明实施例提供的信息处理装置，包括存储器、处理器及存储在存储器上并能够由所述处理器运行的可执行程序；所述处理器运行所述可执行程序时执行带有旋转载荷的卫星平台的姿态控制方法；
所述带有旋转载荷的卫星平台的姿态控制方法，如图1所示，所述方法包括：
步骤101：测量旋转载荷相对于卫星平台的相对运动参数；
这里，所述旋转载荷为可以是卫星平台上的红外扫描仪、合成孔径雷达、可见光CCD相机等工作时进行旋转的载荷；尤其是自身质量不小于卫星平台质量一半的大惯量旋转载荷。
首先，可以由卫星平台上的中央处理器等控制部件获取旋转载荷相对于卫星平台的相对运动参数；所述相对运动参数包括：旋转载荷与旋转轴的摩擦系数、卫星平台质心到旋转载荷旋转平面的距离、旋转载荷质心偏心角度、旋转载荷与旋转轴的摩擦系数，旋转载荷相对卫星平台旋转的角度和旋转载荷旋转的角速度等旋转载荷在卫星平台进行相对运动的参数；其中，摩擦系数与转轴和旋转载荷的材料有关，可以预先通过查表或测量得到；卫星平台质心到旋转载荷旋转平面的距离，可以预先从卫星平台及旋转载荷的设计参数中获知；旋转载荷质心偏心角度，即滚转轴方向，卫星平台质心和旋转载荷质心的夹角，通常为地面矫正后残留的偏心角度，可以通过测量得到；旋转载荷相对卫星平台旋转的角度，即旋转载荷在第一时间和第二时间之间形成的，位于旋转载荷旋转平面上相对于卫星平台的夹角；旋转载荷旋转的角速度，为实时测量值。如当所述旋转载荷由电机驱动时，旋转载荷相对卫星平台旋转的角度和旋转载荷旋转的角速度均可由控制电机反馈得到。
卫星平台上的中央处理器等控制部件可以预先获得在旋转载荷与卫星平台相对运动时不发生变化的相对运动参数，如旋转载荷与旋转轴的摩擦系数、卫星平台质心到旋转载荷旋转平面的距离、旋转载荷质心偏心角度、旋转载荷与旋转轴的摩擦系数等，以及在旋转载荷与卫星平台相对运动过程中实时变化的相对运动参数，如旋转载荷相对卫星平台旋转的角度和旋转载荷旋转的角速度等。
步骤102：将所述相对运动参数输入到预设的静不平衡干扰力矩模型，得到所述旋转载荷作用于所述卫星平台的静不平衡干扰力矩；
大惯量旋转载荷对卫星的影响主要体现在静不平衡和动不平衡引起的干扰力矩上。其中，动不平衡量可以采用已知方法进行配平，使得残余动不平衡量达到要求从而减小甚至消除动不平衡量产生的影响；
对于静不平衡量，可以预设所述旋转载荷在旋转时作用在卫星平台上的静不平衡干扰力矩模型；根据旋转载荷和卫星平台的相对运动参数，通过所述静不平衡干扰力矩模型确定所述旋转载荷作用在卫星平台上的静不平衡干扰力矩；如在特定方向的力矩等。
进一步的，所述旋转载荷的静不平衡干扰力矩模型可以如图2所示，其中，X、Y和Z分别表示滚转轴、俯仰轴和偏航轴；Cs表示所述卫星平台的质心，Cl和Cl'分别表示旋转载荷在旋转过程中的第一时间和第二时间所处位置的质心；P表示旋转载荷质心所在的旋转平面，即旋转载荷旋转平面；所述旋转载荷的静不平衡干扰力矩模型可以用表达式(1)表示；其中，Tx表示所述旋转载荷作用在卫星平台滚转轴的干扰力矩，Ty表示所述旋转载荷作用在卫星平台俯仰轴的干扰力矩，Tz表示所述旋转载荷作用在卫星平台偏航轴的干扰力矩；μ表示所述旋转载荷与旋转轴的摩擦系数，摩擦系数与转轴和旋转载荷的材料有关，可以预先通过查表或测量得到；D表示所述旋转轴的直径，m为旋转载荷的质量，M为所述卫星平台的质量，l为卫星平台质心到旋转载荷旋转平面的距离，可以预先测量得到；α为旋转载荷质心偏心角度，即图2中在滚转轴方向，卫星平台质心和旋转载荷质心的夹角，通常为地面矫正后残留的偏心角度，可以通过测量得到；β为旋转载荷相对卫星平台旋转的角度，即旋转载荷在第一时间和第二时间之间形成的，位于旋转载荷旋转平面上相对于卫星平台的夹角，可以通过实时测量得到；ωr为旋转载荷旋转的角速度，为实时测量值。如当所述旋转载荷由电机驱动时，β和ωr均可由控制电机反馈得到。
如此，可以根据预先测量的相对运动参数和旋转运动过程中实时测量得到的相对运动参数，通过上述静不平衡干扰力矩得到所述旋转载荷作用在卫星平台上的静不平衡干扰力矩。
步骤103：根据所述静不平衡干扰力矩，控制所述卫星平台的姿态；
获取所述静不平衡干扰力矩后，可以将所述静不平衡干扰力矩用于调整所述卫星平台的姿态；如采用飞轮等执行机构，产生与所述静不平衡干扰力矩相反的力矩，从而抵消所述静不平衡力矩，起到控制卫星平台姿态的效果。进一步的，可以确定所述卫星平台的第一姿态控制力矩；利用所述静不平衡干扰力矩补偿所述第一姿态控制力矩，得到所述卫星平台的第二姿态控制力矩；利用所述第二姿态控制力矩，控制所述卫星平台的姿态；
通常，可以根据接收姿态敏感器检测的卫星平台的姿态数据等，确定用于调整卫星平台的第一姿态控制力矩，再结合所述静不平衡干扰力矩实现对卫星姿态的控制，并通过飞轮等执行机构作用于卫星等卫星平台，实现对卫星平台姿态的控制；
具体的，得到第一姿态控制力矩后，可以根据所述旋转载荷作用在所述卫星平台上的静不平衡干扰力矩对第一姿态控制力矩进行补偿，得到所述卫星平台的第二姿态控制力矩，将补偿后的姿态控制力矩用于卫星平台的姿态控制。可以将第一姿态控制力矩减去静不平衡干扰力矩的方式进行补偿，从而得到第二姿态控制力矩。
进一步的，可以测量所述卫星平台的实际姿态参数；比较所述卫星平台的实际姿态参数与期望姿态参数，获得姿态偏差；根据所述姿态偏差生成所述第一姿态控制力矩；
这里，可以根据卫星平台的姿态偏差，如卫星平台转动速度偏差等，结合卫星平台质量等，计算修正所述姿态偏差所需的第一姿态控制力矩；如卫星在某一角度的转动速度偏差较大时，可以计算出纠正该速度偏差的第一姿态控制力矩，通过飞轮等作用机构施加反向力矩，从而纠正卫星平台转动速度偏差。
进一步的，所述姿态偏差包括：姿态偏差角和角速度偏差等；可以比较实际姿态角与期望姿态角得到姿态偏差角；比较实际角速度与期望角速度得到角速度偏差；根据所述姿态偏差角和角速度偏差确定所述第一姿态控制力矩；
具体的，可以采用一些现有的控制策略如PID控制、和PI控制等方式，将所述姿态偏差角和角速度偏差作为输入项，得到第一姿态控制力矩。PI控制方式可以用表达式(2)表示；其中，u为控制器输出的控制力矩，Kp为比例系数，Ki为积分系数，eθ表示预设卫星平台姿态角与当前卫星平台姿态角的姿态偏差角。
更进一步的，可以将所述姿态偏差输入到比例微分控制策略，得到所述第一姿态控制力矩；
所述比例微分控制的控制规律是当被控变量发生偏差时，调节器的输出信号增量与偏差大小及偏差对时间的微分，即偏差变换速度成正比。其中，比例微分控制中的比例项的作用是放大偏差的幅值，但比例项往往不能达到期望的控制要求，特别是对于惯性较大的对象；为了使控制及时，常常希望能根据被控变量变化的快慢来控制，因此，引入“微分”项，实现对误差的超前控制。对有较大惯性或滞后的被控对象，比例微分控制，即“比例(P)+微分(D)”控制器能改善系统在调节过程中的动态特性；
这里，所述第一姿态控制力矩可以用表达式(3)表示；其中，u表示所述第一姿态控制力矩，Kp表示预设比例系数，Kd表示预设微分系数，eθ表示预设卫星平台姿态角与当前卫星平台姿态角的姿态偏差角，表示预设卫星平台姿态角速度与当前卫星平台姿态速度的角速度偏差。Kp的取值范围可以是0到100，Kd的取值范围可以是0.1到200。这里，所述姿态角和姿态角速度均为三维向量，分别包括滚转轴、俯仰轴、偏航轴方向的姿态和姿态角速度。
实际应用中，Kp和Kd可以采用现有的一些方法确定，如通过建模或者实验，不断调整得到；Kp用于放大或缩小偏差，调整偏差在控制反馈中的比重，以此增强或减弱响应强度；Kd用于放大或缩小偏差的变化速度；调整偏差变化在控制反馈中的比重，以此增强或减弱响应速度；本发明实施例中，所述偏差为姿态角偏差，所述偏差的变化速度为角速度偏差；增大比例系数Kp一般将加快系统的响应，在有静差的情况下有利于减小静差，但是过大的比例系数会使系统有比较大的超调，并产生震荡，使稳定性变坏。增大微分系数Kd有利于加快系统的响应速度，使系统超调量减小，稳定性增加，但系统对扰动的抑制能力减弱。
采用所述旋转载荷作用在所述卫星平台上的静不平衡干扰力矩，进行所述第一姿态控制力矩补偿后的第二姿态控制力矩可以用表达式(4)表示；其中，U表示第二姿态控制力矩，表示第一姿态控制力矩，T＝[Tx,Ty,Tz]T为表达式(2)所述的旋转载荷的静不平衡干扰力矩，为测量计算值。
在比例微分控制确定第一姿态控制力矩的基础上，针对大惯量旋转载荷静不平衡产生的干扰力矩进行补偿，得到最终用于控制卫星平台姿态的第二控制力矩，可以有效的抑制干扰力矩对卫星平台姿态产生的影响，提高大惯量旋转载荷的卫星平台的姿态控制的控制精度，提高卫星平台稳定度。
以上所述，仅为本发明的最佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种带有旋转载荷的卫星平台的姿态控制方法，其特征在于，所述方法包括：
测量旋转载荷相对于卫星平台的相对运动参数；
将所述相对运动参数输入到预设的静不平衡干扰力矩模型，得到所述旋转载荷作用于所述卫星平台的静不平衡干扰力矩；
根据所述静不平衡干扰力矩，控制所述卫星平台的姿态。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，
所述根据所述静不平衡干扰力矩，控制所述卫星平台的姿态，包括：
确定所述卫星平台的第一姿态控制力矩；
利用所述静不平衡干扰力矩补偿所述第一姿态控制力矩，得到所述卫星平台的第二姿态控制力矩；
利用所述第二姿态控制力矩，控制所述卫星平台的姿态。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，
所述方法还包括：
测量所述卫星平台的实际姿态参数；
比较所述卫星平台的实际姿态参数与期望姿态参数，获得姿态偏差；
所述确定所述卫星平台的第一姿态控制力矩，包括：
根据所述姿态偏差生成所述第一姿态控制力矩。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，
所述比较所述实际姿态参数与期望姿态参数，获得姿态偏差，包括：
比较实际姿态角与期望姿态角得到姿态偏差角；
和/或，
比较实际角速度与期望角速度得到角速度偏差。
5.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述根据所述姿态偏差生成所述第一姿态控制力矩，包括：
将所述姿态偏差输入到比例微分控制策略，得到所述第一姿态控制力矩。
6.根据权利要求1至5任一项所述的方法，其特征在于，
所述将所述相对运动参数输入到预设的静不平衡干扰力矩模型，得到所述旋转载荷作用于所述卫星平台的静不平衡干扰力矩，包括：
利用如下公式计算所述静不平衡干扰力矩；
其中，Tx表示所述旋转载荷作用在卫星平台滚转轴的干扰力矩，Ty表示所述旋转载荷作用在卫星平台俯仰轴的干扰力矩，Tz表示所述旋转载荷作用在卫星平台偏航轴的干扰力矩，μ表示所述旋转载荷与旋转轴的摩擦系数，D表示所述旋转轴的直径，m表示所述旋转载荷质量，M表示所述卫星平台的质量，l表示所述卫星平台的质心到所述旋转载荷旋转平面的距离，α表示所述旋转载荷质心偏心角度，β表示所述旋转载荷相对于所述卫星平台旋转的角度；ωr表示所述旋转载荷旋转的角速度。
7.一种带有旋转载荷的卫星平台的姿态控制装置，其特征在于，所述装置包括：测量模块，确定模块和控制模块；其中，
所述测量模块，用于测量旋转载荷相对于卫星平台的相对运动参数；
所述确定模块，用于将所述相对运动参数输入到预设的静不平衡干扰力矩模型，得到所述旋转载荷作用于所述卫星平台的静不平衡干扰力矩；
所述控制模块，用于根据所述静不平衡干扰力矩，控制所述卫星平台的姿态。
8.根据权利要求7所述的装置，其特征在于，所述控制模块，具体用于：
确定所述卫星平台的第一姿态控制力矩；
利用所述静不平衡干扰力矩补偿所述第一姿态控制力矩，得到所述卫星平台的第二姿态控制力矩；
利用所述第二姿态控制力矩，控制所述卫星平台的姿态；
所述控制模块还用于：
测量所述卫星平台的实际姿态参数；
比较所述卫星平台的实际姿态参数与期望姿态参数，获得姿态偏差；
根据所述姿态偏差生成所述第一姿态控制力矩；
所述姿态偏差包括：比较实际姿态角与期望姿态角得到姿态偏差角；
和/或，比较实际角速度与期望角速度得到角速度偏差。
9.根据权利要求8所述的装置，其特征在于，所述控制模块，具体用于：
将所述姿态偏差输入到比例微分控制策略，得到所述第一姿态控制力矩。
10.根据权利要求7至9任一项所述的装置，其特征在于，
所述确定模块利用如下公式计算所述静不平衡干扰力矩；
其中，Tx表示所述旋转载荷作用在卫星平台滚转轴的干扰力矩，Ty表示所述旋转载荷作用在卫星平台俯仰轴的干扰力矩，Tz表示所述旋转载荷作用在卫星平台偏航轴的干扰力矩，μ表示所述旋转载荷与旋转轴的摩擦系数，D表示所述旋转轴的直径，m表示所述旋转载荷质量，M表示所述卫星平台的质量，l表示所述卫星平台的质心到所述旋转载荷旋转平面的距离，α表示所述旋转载荷质心偏心角度，β表示所述旋转载荷相对于所述卫星平台旋转的角度；ωr表示所述旋转载荷旋转的角速度。
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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109250152A (zh) * 2018-09-29 2019-01-22 上海微小卫星工程中心 一种用于提高卫星三轴稳定性的方法
CN109375638A (zh) * 2018-11-23 2019-02-22 贵州航天特种车有限责任公司 一种姿态控制试验装置及其使用方法
CN109596129A (zh) * 2019-01-31 2019-04-09 北京空间飞行器总体设计部 一种适用于惯性空间区域观测的卫星观测覆盖实现方法
CN116331523A (zh) * 2023-05-29 2023-06-27 哈尔滨工业大学 带大惯量旋转载荷卫星的未知参数辨识方法、装置及介质

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103235509A (zh) * 2013-03-29 2013-08-07 北京控制工程研究所 一种基于动量轮的转动部件干扰补偿方法
CN104713680A (zh) * 2013-12-11 2015-06-17 中国航空工业第六一八研究所 一种用于惯性平台框架静不平衡量测试的方法
CN106020221A (zh) * 2016-05-30 2016-10-12 北京航空航天大学 一种基于输出反馈的抗干扰姿态控制验证平台及验证方法
CN106586034A (zh) * 2016-12-20 2017-04-26 上海微小卫星工程中心 卫星旋转部件动静不平衡干扰力矩自补偿方法
CN106828980A (zh) * 2016-11-21 2017-06-13 上海卫星工程研究所 星上有效载荷扫描机构大干扰力矩实时补偿方法
CN107628272A (zh) * 2016-12-20 2018-01-26 上海微小卫星工程中心 卫星旋转部件动静不平衡干扰力矩自补偿装置

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103235509A (zh) * 2013-03-29 2013-08-07 北京控制工程研究所 一种基于动量轮的转动部件干扰补偿方法
CN104713680A (zh) * 2013-12-11 2015-06-17 中国航空工业第六一八研究所 一种用于惯性平台框架静不平衡量测试的方法
CN106020221A (zh) * 2016-05-30 2016-10-12 北京航空航天大学 一种基于输出反馈的抗干扰姿态控制验证平台及验证方法
CN106828980A (zh) * 2016-11-21 2017-06-13 上海卫星工程研究所 星上有效载荷扫描机构大干扰力矩实时补偿方法
CN106586034A (zh) * 2016-12-20 2017-04-26 上海微小卫星工程中心 卫星旋转部件动静不平衡干扰力矩自补偿方法
CN107628272A (zh) * 2016-12-20 2018-01-26 上海微小卫星工程中心 卫星旋转部件动静不平衡干扰力矩自补偿装置

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
王新民: "《转动载荷对卫星姿态的影响与控制研究》", 《空间控制技术与应用》 *

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109250152A (zh) * 2018-09-29 2019-01-22 上海微小卫星工程中心 一种用于提高卫星三轴稳定性的方法
CN109375638A (zh) * 2018-11-23 2019-02-22 贵州航天特种车有限责任公司 一种姿态控制试验装置及其使用方法
CN109375638B (zh) * 2018-11-23 2021-06-18 贵州航天特种车有限责任公司 一种姿态控制试验装置及其使用方法
CN109596129A (zh) * 2019-01-31 2019-04-09 北京空间飞行器总体设计部 一种适用于惯性空间区域观测的卫星观测覆盖实现方法
CN116331523A (zh) * 2023-05-29 2023-06-27 哈尔滨工业大学 带大惯量旋转载荷卫星的未知参数辨识方法、装置及介质
CN116331523B (zh) * 2023-05-29 2023-08-25 哈尔滨工业大学 带大惯量旋转载荷卫星的未知参数辨识方法、装置及介质

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