CN109250152B

CN109250152B - 一种用于提高卫星三轴稳定性的方法

Info

Publication number: CN109250152B
Application number: CN201811148589.4A
Authority: CN
Inventors: 谢祥华; 张锐; 赵璟; 刘剑; 严玲玲; 本立言; 于晓至; 董祯; 胡志强; 祁海铭; 黄志伟; 何夏维
Original assignee: Shanghai Engineering Center for Microsatellites
Current assignee: Shanghai Engineering Center for Microsatellites
Priority date: 2018-09-29
Filing date: 2018-09-29
Publication date: 2020-03-17
Anticipated expiration: 2038-09-29
Also published as: CN109250152A

Abstract

本发明涉及一种用于提高卫星三轴稳定性的方法，包括下列步骤：确定旋转部件的干扰力矩的固定频率；根据所述固定频率以及控制系统的控制周期确定数字结构增强器的传递函数；根据卫星的惯量确定数字结构增强器的PID轮控方法；以及提供数字结构增强器以提高卫星三轴稳定性。通过该方法，可以显著降低因星上旋转部件的干扰力矩对卫星三轴稳定性的影响，并且同时至少部分地避免现有技术的缺点、例如对不规则旋转的部件无法配平、或者影响系统动态性能等。

Description

一种用于提高卫星三轴稳定性的方法

技术领域

本发明总体上涉及航天器姿态控制技术领域，具体而言涉及一种用于提高卫星三轴稳定性的方法。

背景技术

随着现代卫星应用领域的不断拓展，星上载荷对转动机构的需求越来越大，因此星上的旋转部件越来越多，旋转部件的惯量越来越大，转速也越来越快。

星上旋转部件的质心偏差和质量分布不均，会导致旋转面内产生动静不平衡干扰力矩(静不平衡干扰力矩T_s和动不平衡干扰力矩T_d)。动静不平衡干扰力矩均为固定频率的正弦干扰力矩。由于旋转部件的旋转面与卫星的X，Y，Z轴没有必然关系，因此动静不平衡干扰力矩在卫星三轴上均可能产生分量。静不平衡干扰力矩T_s和动不平衡干扰力矩T_d在各轴上分量的频率一致，所以卫星三轴上干扰力矩T_nx，T_ny，T_nz的表达式为可以合并为：

T_nx＝T_sdx sin(ωt+λ_x)

T_ny＝T_sdy sin(ωt+λ_y)

T_nz＝T_sdz sin(ωt+λ_z)，

其中T_sdx为T_s和T_d合力矩在X轴方向上分量的幅值；λ_x为T_s和T_d合力矩在X轴方向上分量的相位；T_sdy为T_s和T_d合力矩在Y轴方向上分量的幅值；λ_y为T_s和T_d合力矩在Y轴方向上分量的相位；T_sdz为T_s和T_d合力矩在Z轴方向上分量的幅值；λ_z为T_s和T_d合力矩在Z轴方向上分量的相位。

动静不平衡干扰力矩引入的固定频率干扰力矩，会影响卫星的三轴稳定性，降低卫星的控制精度。为了消除这种影响，传统的做法是：

(1)从源头上通过结构设计和动平衡配平尽可能降低动静不平衡的干扰，但不能完全消除，而对于不规则的旋转部件，更是无法进行有效配平。

(2)姿控系统采用开环前馈的方式进一步抑制干扰，但是开环控制对于干扰的幅度和相位的建模准确度要求很高，同时受时延的影响很大；此外前馈控制会在系统闭环传递函数中增加一个新的零点，这个新增的零点可能会严重影响闭环系统的动态性能。因此应用开环前馈的方式具有高风险。

为打破传统方法的局限性，降低固定频率干扰力矩对卫星三轴稳定性的影响，提高卫星控制性能，需要一种新的解决方案。

发明内容

本发明的任务是提供一种用于提高卫星三轴稳定性的方法，通过该方法，可以显著降低因星上旋转部件的干扰力矩对卫星三轴稳定性的影响，并且同时至少部分地避免现有技术的缺点、例如对不规则旋转的部件无法配平、或者影响系统动态性能等。

根据本发明，该任务通过一种用于提高卫星三轴稳定性的方法来解决，该方法包括下列步骤：

确定旋转部件的干扰力矩的固定频率；

根据所述固定频率以及控制系统的控制周期确定数字结构增强器的传递函数；

根据卫星的惯量确定数字结构增强器的PID轮控方法；以及

提供数字结构增强器以提高卫星三轴稳定性。

在本发明的一个优选方案中规定，确定旋转部件的干扰力矩的固定频率包括：

根据旋转部件的转速确定干扰力矩的固定频率；或者

根据卫星的角速度波动频率确定干扰力矩的固定频率。

在本发明的另一优选方案中规定，根据所述固定频率以及控制系统的控制周期确定数字结构增强器的传递函数包括：

根据下列公式对数字结构增强器的传递函数在x、y和z轴的分量进行建模：

其中b_1x,b_2x,b_3x,a_1x,a_2x；b_1y,b_2y,b_3y,a_1y,a_2y；b_1z,b_2z,b_3z,a_1z,a_2z是数字结构增强器的待确定参数。

在本发明的又一优选方案中规定，通过下列方式确定所述待确定参数：

如果干扰力矩在x、y、z轴有分量，则

以及

如果干扰力矩在x轴没有分量，则：

b_1x＝b_2x＝b_3x＝a_1x＝a_2x＝0；或者

如果干扰力矩在y轴没有分量，则：

b_1y＝b_2y＝b_3y＝a_1y＝a_2y＝0；或者

如果干扰力矩在z轴没有分量，则：

b_1z＝b_2z＝b_3z＝a_1z＝a_2z＝0，

其中T为控制系统的控制周期，δ_z，δ_p是数字结构增强器的零极点阻尼比，本发明中的零极点配置为δ_z＞δ_p，δ_p＜＜1。

在本发明的另一优选方案中规定，根据卫星的惯量确定数字结构增强器的PID轮控方法包括：

·根据卫星的惯量确定PID参数：

k_p＝[k_px,k_py,k_pz],k_i＝[k_ix,k_iy,k_iz],k_d＝[k_dx,k_dy,k_dz]，

其中k_px＝k_py＝k_pz,k_ix＝k_iy＝k_iz,k_dx＝k_dy＝k_dz；

·确定PID轮控算法的控制力矩：

T_c＝k_p·ΔEuler+k_i·ΔElr_JF+k_d·Δω+ω_bi×(Iω_bi+FWh_xyz)

ΔEuler＝Euler_{c_FW}-Euler_{br_FW}

Δω＝ω_{c_FW}-ω_{br_FW}

ΔElr_JF＝ΔEuler·T

其中T_c为轮控期望控制力矩，维数为3，单位为Nm；ω_bi为卫星惯性系姿态角速度，维数为3，单位为rad/s；FWh_xyz为反作用轮合成三轴角动量，维数为3，单位为Nms；ω_bi×(Iω_bi+FWh_xyz)为卫星三轴动力学耦合项；Euler_{c_FW}为轮控目标姿态角，维数为3，单位为rad；Euler_{br_FW}为轮控参考坐标系三轴姿态角，维数为3，单位为rad；ω_{c_FW}为轮控参考坐标系三轴目标角速度，维数为3，单位为rad/s；ω_bi为卫星惯性系姿态角速度，维数为3，单位为rad/s；ω_{br_FW}为轮控参考坐标系三轴角速度，维数为3，单位为rad/s；T为控制系统的控制周期。

在本发明的又一优选方案中规定，根据卫星的惯量确定数字结构增强器的PID轮控方法还包括：

将数字增强器引入PID轮控算法；以及

形成完整的主动闭环控制回路。

本发明至少具有下列有益效果：(1)通过提供一种专门针对当前干扰力矩配置的数字结构增强器，并形成完整的主动闭环PID轮控方法，可有效在整个系统的幅频特性曲线上，大幅降低固定频率的干扰力矩到卫星角速度的响应幅度，从而优化卫星的姿态控制性能；(2)本发明提出的针对固定频率干扰的控制方法，不需要确定干扰力矩的幅值与相位，而是只需在闭环PID反作用轮控制回路中串联一个数字结构增强器即可实现，方法简单有效，实现成本低，便于工程实现。

附图说明

下面结合附图参考具体实施例来进一步阐述本发明。

图1示出了根据本发明的数字结构增强器的传递示意图；

图2示出了根据本发明的带数字结构增强器的主动闭环PID轮控回路示意图；

图3示出了根据本发明的数字结构增强器的频率特性曲线图；

图4(a)示出了PID轮控方法对于扰动输入的系统响应频率特性曲线图；

图4(b)示出了根据本发明的带数字结构增强器的固定频率干扰主动闭环抑制PID轮控方法对于扰动输入的系统响应频率特性曲线图；

图5示出了本发明在某型号卫星上应用的效果图。

具体实施方式

应当指出，各附图中的各组件可能为了图解说明而被夸大地示出，而不一定是比例正确的。在各附图中，给相同或功能相同的组件配备了相同的附图标记。

在本发明中，除非特别指出，“布置在…上”、“布置在…上方”以及“布置在…之上”并未排除二者之间存在中间物的情况。

在本发明中，各实施例仅仅旨在说明本发明的方案，而不应被理解为限制性的。

在本发明中，除非特别指出，量词“一个”、“一”并未排除多个元素的场景。

在此还应当指出，在本发明的实施例中，为清楚、简单起见，可能示出了仅仅一部分部件或组件，但是本领域的普通技术人员能够理解，在本发明的教导下，可根据具体场景需要添加所需的部件或组件。

在此还应当指出，在本发明的范围内，“相同”、“相等”、“等于”等措辞并不意味着二者数值绝对相等，而是允许一定的合理误差，也就是说，所述措辞也涵盖了“基本上相同”、“基本上相等”、“基本上等于”。

另外，本发明的各方法的步骤的编号并未限定所述方法步骤的执行顺序。除非特别指出，各方法步骤可以以不同顺序执行。

本发明所要解决的技术问题是：提供一种带数字结构增强器的闭环PID轮控方法，降低由于星上旋转部件旋转引入的固定频率的干扰力矩对卫星三轴稳定性的影响，提高卫星的控制精度。

为解决所述问题，本发明提供了一种带数字结构增强器的固定频率干扰主动闭环抑制PID轮控方法，包括：

步骤一、确定干扰力矩的固定频率；

步骤二、根据干扰力矩的频率特性，以及控制系统的控制周期，设计针对该固定频率的数字结构增强器；

步骤三、根据卫星的惯量等特性，设计带步骤二中数字结构增强器的PID算法，形成闭环控制回路。

进一步，所述步骤一根据星上旋转部件的转速直接确定干扰力矩的固定频率，或者根据卫星的角速度波动情况确定干扰力矩的固定频率。

若已知旋转部件的转速n(rpm)，则其引入的干扰力矩的频率ω(rad/s)表达式为:

若旋转部件的转速未知或者不确定时，根据卫星的角速度波动情况间接确定干扰力矩的固定频率：通过在轨测量获取卫星的角速度波动频率f(Hz)，旋转部件引入的干扰力矩的频率ω(rad/s)表达式为:

ω＝2πf。

进一步，所述步骤二中设计的一种数字结构增强器的传递示意图如图1所示，其表达式为：

上式中，G(z)为数字结构增强器进行z变化得到的传递函数表达式；b_1x,b_2x,b_3x,a_1x,a_2x；b_1y,b_2y,b_3y,a_1y,a_2y；b_1z,b_2z,b_3z,a_1z,a_2z为待确定的数字结构增强器的参数。

进一步，确定上述数字结构增强器的参数：

如果固定频率干扰力矩在X，Y，Z轴有分量，则有：

如果固定频率干扰力矩在X轴没有分量，则有：

b_1x＝b_2x＝b_3x＝a_1x＝a_2x＝0；

如果固定频率干扰力矩在Y轴没有分量，则有：

b_1y＝b_2y＝b_3y＝a_1y＝a_2y＝0；

如果固定频率干扰力矩在Z轴没有分量，则有：

b_1z＝b_2z＝b_3z＝a_1z＝a_2z＝0。

其中，T为控制系统的控制周期；δ_z，δ_p为数字结构增强器的零极点阻尼比，本发明中的零极点配置为δ_z＞δ_p，δ_p＜＜1。

进一步，本发明还给出了带数字结构增强器的主动闭环抑制PID轮控算法，包括：

步骤3.1、根据卫星的惯量等特性，确定PID参数

k_p＝[k_px,k_py,k_pz],k_i＝[k_ix,k_iy,k_iz],k_d＝[k_dx,k_dy,k_dz]，

其中k_px＝k_py＝k_pz,k_ix＝k_iy＝k_iz,k_dx＝k_dy＝k_dz，则常规PID轮控算法为：

T_c＝k_p·ΔEuler+k_i·ΔElr_JF+k_d·Δω+ω_bi×(Iω_bi+FWh_xyz)

ΔEuler＝Euler_{c_FW}-Euler_{br_FW}

Δω＝ω_{c_FW}-ω_{br_FW}

ΔElr_JF＝ΔEuler·T。

上式中，T_c为轮控期望控制力矩，维数为3，单位为Nm；ω_bi为卫星惯性系姿态角速度，维数为3，单位为rad/s；FWh_xyz为反作用轮合成三轴角动量，维数为3，单位为Nms；ω_bi×(Iω_bi+FWh_xyz)为卫星三轴动力学耦合项。Euler_{c_FW}为轮控目标姿态角，维数为3，单位为rad；Euler_{br_FW}为轮控参考坐标系三轴姿态角，维数为3，单位为rad；ω_{c_FW}为轮控参考坐标系三轴目标角速度，维数为3，单位为rad/s；ω_bi为卫星惯性系姿态角速度，维数为3，单位为rad/s；ω_{br_FW}为轮控参考坐标系三轴角速度，维数为3，单位为rad/s；T为控制系统的控制周期。

由此可以得到常规PID轮控方法的控制力矩。

所述步骤三还包括：

步骤3.2、根据图2所示的带数字结构增强器的主动闭环轮控回路示意图，将数字增强器引入PID轮控算法，对常规PID算法计算得到的控制力矩进行处理，形成完整的主动闭环控制回路。

根据图1所示的数字增强器传递示意图，三轴分别引入2个中间状态量：[X_{1_x}X_{2_x}]、[X_{1_y} X_{2_y}]、[X_{1_z} X_{2_z}]，有X_{1_x_pre}为上一周期X轴状态量X_{1_x}的值，初值为0；X_{2_x_pre}为上一周期X轴状态量X_{2_x}的值，初值为0；X_{1_y_pre}为上一周期Y轴状态量X_{1_y}的值，初值为0；X_{2_y_pre}为上一周期Y轴状态量X_{2_y}的值，初值为0；X_{1_z_pre}为上一周期Z轴状态量X_{1_z}的值，初值为0；X_{2_z_pre}为上一周期Z轴状态量X_{2_z}的值，初值为0。则有状态量离散系统迭代算法为：

X_{1_x}＝-a_1xX_{1_x_pre}+X_{2_x_pre}+(b_2x-a_1x·b_1x)·T_cx

X_{2_x}＝-a_2xX_{1_x_pre}+(b_3x-a_2x·b_1x)·T_cx

X_{1_y}＝-a_1yX_{1_y_pre}+X_{2_y_pre}+(b_2y-a_1y·b_1y)·T_cy

X_{2_y}＝-a_2yX_{1_y_pre}+(b_3y-a_2y·b_1y)·T_cy

X_{1_z}＝-a_1zX_{1_z_pre}+X_{2_z_pre}+(b_2z-a_1z·b_1z)·T_cz

X_{2_z}＝-a_2zX_{1_z_pre}+(b_3z-a_2z·b_1z)·T_cz；

数字增强器处理后的反作用轮控制力矩为：

T_{cx_zeng}＝X_{1_x}+b_1x·T_cx

T_{cy_zeng}＝X_{1_y}+b_1y·T_cy

T_{cz_zeng}＝X_{1_z}+b_1z·T_cz。

本发明提出的技术方案通过了地面仿真验证并成功应用于型号卫星中，仿真验证结果及在轨数据显示，通过本发明成果，降低了固定频率的干扰力矩到卫星角速度的响应幅度，从而优化了卫星的控制性能。

下面结合附图和实施例对本发明的精神和实质作进一步说明。

实施例一

本发明实施例提供的一种带数字结构增强器的固定频率干扰主动闭环抑制PID轮控方法包括：

步骤一、星上的旋转部件转速未知，通过在轨测量获取卫星的角速度波动频率f(Hz)，则旋转部件引入的干扰力矩的固定频率ωrad/s为：

ω＝2πf。

步骤二、设计针对该频率的数字结构增强器，其传递示意图如图1所示，相应表达式为：

固定频率干扰力矩在卫星X，Y，Z轴均有分量，故而数字结构增强器的参数的表达式分别为：

上式中，T为控制系统的控制周期；δ_z，δ_p为数字结构增强器的零极点阻尼比，选择零极点配置为δ_z＞δ_p，δ_p＜＜1。

步骤三、设计带步骤二中数字结构增强器的PID轮控算法，形成闭环控制回路。

步骤3.1、根据卫星的惯量等特性，确定PID参数k_p＝[k_px,k_py,k_pz],k_i＝[k_ix,k_iy,k_iz],k_d＝[k_dx,k_dy,k_dz]，其中k_px＝k_py＝k_pz,k_ix＝k_iy＝k_iz,k_dx＝k_dy＝k_dz，则常规PID轮控算法为：

T_c＝k_p·ΔEuler+k_i·ΔElr_JF+k_d·Δω+ω_bi×(Iω_bi+FWh_xyz)

ΔEuler＝Euler_{c_FW}-Euler_{br_FW}

Δω＝ω_{c_FW}-ω_{br_FW}

ΔElr_JF＝ΔEuler·T。

上式中，T_c为轮控期望控制力矩，维数为3，单位为Nm；ω_bi为卫星惯性系姿态角速度，维数为3，单位为rad/s；FWh_xyz为反作用轮合成三轴角动量，维数为3，单位为Nms；ω_bi×(Iω_bi+FWh_xyz)为卫星三轴动力学耦合项。Euler_{c_FW}为轮控目标姿态角，维数为3，单位为rad；Euler_{br_FW}为轮控参考坐标系三轴姿态角，维数为3，单位为rad；ω_{c_}FW为轮控参考坐标系三轴目标角速度，维数为3，单位为rad/s；ω_bi为卫星惯性系姿态角速度，维数为3，单位为rad/s；ω_{br_FW}为轮控参考坐标系三轴角速度，维数为3，单位为rad/s；T为控制系统的控制周期。

由此可以得到常规PID轮控方法的控制力矩。

步骤3.2、将数字增强器引入PID轮控算法，对常规PID算法计算得到的控制力矩进行处理，形成完整的主动闭环控制回路。

根据图1所示的数字增强器传递示意图，三轴分别引入2个状态量：[X_{1_x} X_{2_x}]，[X_{1_y} X_{2_y}]，[X_{1_z} X_{2_z}]，有X_{1_x_pre}为上一周期X轴状态量X_{1_x}的值，初值为0；X_{2_x_pre}为上一周期X轴状态量X_{2_x}的值，初值为0；X_{1_y_pre}为上一周期Y轴状态量X_{1_y}的值，初值为0；X_{2_y_pre}为上一周期Y轴状态量X_{2_y}的值，初值为0；X_{1_z_pre}为上一周期Z轴状态量X_{1_z}的值，初值为0；X_{2_z_pre}为上一周期Z轴状态量X_{2_z}的值，初值为0。则有状态量离散系统迭代算法为：

X_{1_x}＝-a_1xX_{1_x_pre}+X_{2_x_pre}+(b_2x-a_1x·b_1x)·T_cx

X_{2_x}＝-a_2xX_{1_x_pre}+(b_3x-a_2x·b_1x)·T_cx

X_{1_y}＝-a_1yX_{1_y_pre}+X_{2_y_pre}+(b_2y-a_1y·b_1y)·T_cy

X_{2_y}＝-a_2yX_{1_y_pre}+(b_3y-a_2y·b_1y)·T_cy

X_{1_z}＝-a_1zX_{1_z_pre}+X_{2_z_pre}+(b_2z-a_1z·b_1z)·T_cz

X_{2_z}＝-a_2zX_{1_z_pre}+(b_3z-a_2z·b_1z)·T_cz；

数字增强器处理后的反作用轮控制力矩为：

T_{cx_zeng}＝X_{1_x}+b_1x·T_cx

T_{cy_zeng}＝X_{1_y}+b_1y·T_cy

T_{cz_zeng}＝X_{1_z}+b_1z·T_cz。

实施例二

本实例针对具体型号卫星，描述本发明实施例的具体实施方式。

卫星的结构形式包含旋转部件，旋转部件的旋转面与卫星Z轴垂直。卫星在轨工作时，旋转部件工作转速为10rpm。

由于旋转部件的旋转面与卫星Z轴垂直，动静不平衡干扰力矩在卫星Z轴上没有产生分量，而卫星X轴、Y轴上均存在固定频率的动静不平衡干扰力矩。

根据本发明技术，通过如下步骤，降低旋转部件引入的固定频率的干扰对于卫星姿态角速度的影响。

步骤一、根据星上旋转部件的转速10rpm，确定引入的干扰力矩的固定频率ωrad/s：

步骤二、设计针对该频率的数字结构增强器。数字结构增强器的传递示意图如图1所示，其表达式为：

由于固定频率干扰力矩在Z轴没有分量，因此数字结构增强器的参数的表达式分别为：

b_1z＝b_2z＝b_3z＝a_1z＝a_2z＝0；

控制系统的控制周期T＝0.25s；选择数字结构增强器的零极点配置为δ_p＝0.01，δ_z＝1.5。由此确定数字结构增强器的参数为：

b_1x＝b_1y＝1.382；

b_2x＝b_2y＝-1.928；

b_3x＝b_3y＝0.6124；

a_1x＝a_1y＝-1.928；

a_2x＝a_2y＝0.9949；

b_1z＝b_2z＝b_3x＝a_1z＝a_2z＝0；

则确定数字结构增强器的表达式为：

图3为该数字结构增强器的频率特性曲线图。由图3可知，在固定频率ω＝1.047rad/s处，数字结构增强器的输出幅值由原先的0dB上升至43.6dB，因此该数字结构增强器对固定频率为ω＝1.047rad/s的输入有放大作用。

步骤三、设计带有步骤二中的数字结构增强器的PID算法。

步骤3.1、根据卫星的惯量等特性，确定PID参数，得到常规PID轮控算法：

k_p＝[k_px,k_py,k_pz]＝[1,1,1],k_i＝[k_ix,k_iy,k_iz]＝[0.001,0.001,0.001],k_d＝[k_dx,k_dy,k_dz]＝[120,120,120]

，则常规PID轮控算法为：

T_c＝k_p·ΔEuler+k_i·ΔElr_JF+k_d·Δω+ω_bi×(Iω_bi+FWh_xyz)

ΔEuler＝Euler_{c_FW}-Euler_{br_FW}

Δω＝ω_{c_FW}-ω_{br_FW}

ΔElr_JF＝0.25·ΔEuler。

上式中，T_c为轮控期望控制力矩，维数为3，单位为Nm；ω_bi为卫星惯性系姿态角速度，维数为3，单位为rad/s；FWh_xyz为反作用轮合成三轴角动量，维数为3，单位为Nms；ω_bi×(Iω_bi+FWh_xyz)为卫星三轴动力学耦合项。Euler_{c_FW}为轮控目标姿态角，维数为3，单位为rad；Euler_{br_FW}为轮控参考坐标系三轴姿态角，维数为3，单位为rad；ω_{c_FW}为轮控参考坐标系三轴目标角速度，维数为3，单位为rad/s；ω_bi为卫星惯性系姿态角速度，维数为3，单位为rad/s；ω_{br_FW}为轮控参考坐标系三轴角速度，维数为3，单位为rad/s；控制系统的控制周期T＝0.25s。

由此可以得到常规PID轮控方法的控制力矩。

根据图1所示的数字增强器传递示意图，三轴分别引入2个中间状态量：[X_{1_x}X_{2_x}]，[X_{1_y} X_{2_y}]，[X_{1_z} X_{2_z}]，有X_{1_x_pre}为上一周期X轴状态量X_{1_x}的值，初值为0；X_{2_x_pre}为上一周期X轴状态量X_{2_x}的值，初值为0；X_{1_y_pre}为上一周期Y轴状态量X_{1_y}的值，初值为0；X_{2_y_pre}为上一周期Y轴状态量X_{2_y}的值，初值为0；X_{1_z_pre}为上一周期Z轴状态量X_{1_z}的值，初值为0；X_{2_z_pre}为上一周期Z轴状态量X_{2_z}的值，初值为0。则有状态量离散系统迭代算法为：

X_{1_x}＝1.928·X_{1_x_pre}+X_{2_x_pre}+0.739·T_cx

X_{2_x}＝-0.9949·X_{1_x_pre}-0.763·T_cx

X_{1_y}＝1.928·X_{1_y_pre}+X_{2_y_pre}+0.739·T_cy

X_{2_y}＝-0.9949X_{1_y_pre}-0.763·T_cy；

数字增强器处理后的反作用轮控制力矩为：

T_{cx_zeng}＝X_{1_x}+1.382·T_cx

T_{cy_zeng}＝X_{1_y}+1.382·T_cy

T_{cz_zeng}＝T_cz。

图4(a)为常规PID轮控方法对于扰动输入的系统响应频率特性曲线图；图4(b)为带数字结构增强器的固定频率干扰主动闭环抑制PID轮控方法对于扰动输入的系统响应频率特性曲线图。由图4(a)与图4(b)的对比可知，在固定频率ω＝1.047rad/s处，常规PID轮控方法中干扰力矩到卫星角速度的响应幅度为-43.3dB，带数字结构增强器的主动闭环抑制PID轮控方法中的响应幅度为-84.3dB，由此可知带数字结构增强器的主动闭环抑制PID轮控方法可以大幅降低固定频率为ω＝1.047rad/s的干扰力矩到卫星角速度的响应幅度，从而优化卫星的姿态控制性能。

图5为本发明在型号卫星上的在轨应用效果图。在9：40：10—9：43：30期间应用带数字结构增强器的固定频率干扰主动闭环抑制PID轮控方法，其余时间采用常规PID轮控方法。在对地定向的工作模式下，卫星的目标惯性系姿态角速度为[0-0.060]°/s。应用常规PID轮控方法时，卫星惯性系姿态角速度X的波动幅值为0.022°/s；卫星惯性系姿态角速度Y的波动幅值为0.015°/s。应用本发明的带数字结构增强器的固定频率干扰主动闭环抑制PID轮控方法时，卫星惯性系姿态角速度X的波动幅值为0.0027°/s，卫星惯性系姿态角速度Y的波动幅值为0.005°/s。由此可知，本发明方法成功应用于某型号卫星，可以显著改善卫星惯性系姿态角速度X与惯性系姿态角速度Y由于受到固定频率动静不平衡干扰而产生的波动，优化卫星的姿态控制性能。

虽然本发明的一些实施方式已经在本申请文件中予以了描述，但是本领域技术人员能够理解，这些实施方式仅仅是作为示例示出的。本领域技术人员在本发明的教导下可以想到众多的变型方案、替代方案和改进方案而不超出本发明的范围。所附权利要求书旨在限定本发明的范围，并藉此涵盖这些权利要求本身及其等同变换的范围内的方法和结构。

Claims

1.一种用于提高卫星三轴稳定性的方法，包括下列步骤：

确定旋转部件的干扰力矩的固定频率；

根据所述固定频率以及控制系统的控制周期确定数字结构增强器的传递函数，包括下列步骤：

其中b_1x,b_2x,b_3x,a_1x,a_2x；b_1y,b_2y,b_3y,a_1y,a_2y；b_1z,b_2z,b_3z,a_1z,a_2z是数字结构增强器的待确定参数；

根据卫星的惯量确定数字结构增强器的PID轮控方法；以及

提供数字结构增强器以提高卫星三轴稳定性。

2.根据权利要求1所述的方法，其中确定旋转部件的干扰力矩的固定频率包括：

根据旋转部件的转速确定干扰力矩的固定频率；或者

根据卫星的角速度波动频率确定干扰力矩的固定频率。

3.根据权利要求1所述的方法，其中通过下列方式确定所述待确定参数：

如果干扰力矩在x、y、z轴有分量，则

以及

如果干扰力矩在x轴没有分量，则：

b_1x＝b_2x＝b_3x＝a_1x＝a_2x＝0；或者

如果干扰力矩在y轴没有分量，则：

b_1y＝b_2y＝b_3y＝a_1y＝a_2y＝0；或者

如果干扰力矩在z轴没有分量，则：

b_1z＝b_2z＝b_3z＝a_1z＝a_2z＝0，

4.根据权利要求1所述的方法，其中根据卫星的惯量确定数字结构增强器的PID轮控方法包括：

·根据卫星的惯量确定PID参数：

k_p＝[k_px,k_py,k_pz],k_i＝[k_ix,k_iy,k_iz],k_d＝[k_dx,k_dy,k_dz]，

其中k_px＝k_py＝k_pz,k_ix＝k_iy＝k_iz,k_dx＝k_dy＝k_dz；

·确定PID轮控算法的控制力矩：

T_c＝k_p·ΔEuler+k_i·ΔElr_JF+k_d·Δω+ω_bi×(Iω_bi+FWh_xyz)

ΔEuler＝Euler_{c_FW}-Euler_{br_FW}

Δω＝ω_{c_FW}-ω_{br_FW}

ΔElr_JF＝ΔEuler·T

5.根据权利要求1所述的方法，其中根据卫星的惯量确定数字结构增强器的PID轮控方法还包括：

将数字增强器引入PID轮控算法；以及

形成完整的主动闭环控制回路。