CN109625334A - 卫星动量轮在轨姿态无偏差起旋和消旋的控制方法 - Google Patents

卫星动量轮在轨姿态无偏差起旋和消旋的控制方法 Download PDF

Info

Publication number
CN109625334A
CN109625334A CN201811511144.8A CN201811511144A CN109625334A CN 109625334 A CN109625334 A CN 109625334A CN 201811511144 A CN201811511144 A CN 201811511144A CN 109625334 A CN109625334 A CN 109625334A
Authority
CN
China
Prior art keywords
satellite
torque
momentum
magnetic
angular momentum
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.)
Granted
Application number
CN201811511144.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109625334B (zh
Inventor
牛睿
刘川
朱文山
杨真
李圣文
陈敏花
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Shanghai Aerospace Control Technology Institute
Original Assignee
Shanghai Aerospace Control Technology Institute
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Shanghai Aerospace Control Technology Institute filed Critical Shanghai Aerospace Control Technology Institute
Priority to CN201811511144.8A priority Critical patent/CN109625334B/zh
Publication of CN109625334A publication Critical patent/CN109625334A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109625334B publication Critical patent/CN109625334B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

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
    • B64G1/285—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect using momentum wheels

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

本发明提供了卫星动量轮在轨姿态无偏差起旋和消旋的控制方法，包括如下步骤：遥控注数设置卫星最终需要的目标角动量；管理反作用飞轮的动量，控制所述卫星在期望中心转速范围内工作；计算磁前馈力矩将卫星控制器计算的输出力矩磁前馈力矩常规的解耦力矩和干扰补偿力矩合成得到三轴指令力矩控制周期内积分得到三轴卫星的指令角动量，根据卫星的安装矩阵计算得到正在使用的卫星的指令转速。通过磁控力矩作用在星体上，同时通过前馈力矩的方式合成在飞轮的指令转速中抵消磁力矩对星体的影响，由此达到偏置角动量增加和减少过程中姿态无偏差起旋和消旋的的效果。

Description

卫星动量轮在轨姿态无偏差起旋和消旋的控制方法
技术领域
本发明属于卫星姿态控制技术领域，特别涉及卫星动量轮在轨姿态无偏差起旋和消旋的控制方法。
背景技术
随着民用航天技术与应用需求的发展，国家对于具备对地观测功能的民用卫星寿命的要求越来越高，中低轨的对地观测卫星也逐步向八年以上在轨寿命期发展。
为确保完成卫星在轨应用任务，需要对其运动进行精确控制，卫星姿态控制系统是卫星重要的组成部分，随着现代卫星技术的发展，对它的姿态控制系统提出了更高的要求，要求姿态控制系统简单、可靠。易于实现。高精度、较好的机动性和灵活性成为评价卫星姿态控制系统优劣的重要标准。
偏置动量卫星在寿命、可靠性、容错设计上，具有明显的优势，如可以在偏航轴没有测量信息的情况下正常对地控制，可以仅通过俯仰轴飞轮实现对地控制等。因此，现在很多长寿命卫星都考虑设计偏置动量控制方式。但是，一般观测卫星的载荷为了同时兼顾重访周期、幅宽和分辨率等功能，需要卫星定期进行姿态机动控制，这又需要卫星工作于零动量控制方式。因此，最佳解决办法是卫星同时具备两种控制方式，并且二者之间能够安全可靠地切换。
由于观测卫星载荷对轨道高度的严格要求和卫星本身的安全性要求，喷气系统一般在初始入轨、轨道控制和姿态抢救时才选择使用，飞轮和磁力矩器成为卫星姿态控制的主要执行机构。也有方法提出通过地磁力矩实现飞轮起旋，但是在起旋过程还是会对卫星姿态产生较为明显的干扰，在此期间载荷一般不能正常工作。此处提出一种改进方法，同样通过地磁力矩实现偏置动量轮起旋和消旋，通过对磁力矩前馈的方法，不仅利用了磁控的最大能力，还能保证在起旋过程三轴继续保持正常飞轮控制，载荷正常成像。
发明内容
针对现有技术存在的技术缺陷，本发明提供卫星动量轮在轨姿态无偏起旋和消旋的控制方法，实现卫星达到偏置角动量增加、减少过程中姿态无偏的效果。
为解决上述技术问题，本发明是通过以下的技术方案实现卫星动量轮在轨姿态无偏差起旋和消旋的控制方法，包括如下步骤：
A、遥控注数设置卫星最终需要的目标角动量；
B、管理反作用飞轮的动量，控制所述卫星在期望中心转速范围内工作，当设置了起旋和消旋指令和俯仰轴目标转速后，增加至磁卸载目标角动量；
C、根据所述磁卸载力矩和俯仰轴干扰补偿力矩，计算磁前馈力矩
D、将卫星控制器计算的输出力矩磁前馈力矩常规的解耦力矩和干扰补偿力矩合成得到三轴指令力矩控制周期内积分得到三轴卫星的指令角动量，根据卫星的安装矩阵计算得到正在使用的卫星的指令转速。
优选地，步骤A中所述目标角动量包括起旋时的俯仰轴偏置转速和/或角动量。
优选地，步骤A中所述目标角动量包括消旋时的0转速和/或零动量。
优选地，步骤A中所述卫星目标角动量为一次性设置。
优选地，步骤C中所述磁前馈力矩的计算公式为：
其中，Tdyconst为俯仰轴常值干扰力矩，根据卫星在轨实际需要进行补偿。
优选地，所述磁卸载力矩的计算公式为：
其中，为磁场强度在卫星本体的分量，kx,ky,kz为卸载系数，为三轴卸载的角动量，正常情况下当软件判断处于偏置动量轮起旋模式时，自主将卸载角动量调整为
其中，hQX＝JΩ0为卫星俯仰轴希望达到的目标角动量。
优选地，所述三轴指令角动量
其中，为切换到起/消旋控制时三轴角动量。
优选地，步骤D中所述三轴指令力矩的计算公式为：
优选地，所述输出力矩的计算公式为：
其中，KPi、KIi和KTi(i＝x,y,z)为控制器参数，θc、ψc为控制用姿态角，ωox、ωoy、ωoz为根据惯性系角速度测量值、轨道及姿态角解算的星体轨道系角速度。
优选地，将需要增加或消除的偏置角动量合成在所述磁卸载力矩中，通过磁控力矩作用在星体上。
本发明提供了卫星动量轮在轨姿态无偏差起旋和消旋的控制方法，可不使用喷气对大惯量卫星进行零动量控制与偏置动量控制方式平稳切换，通过磁控力矩作用在星体上，同时通过前馈力矩的方式合成在飞轮的指令转速中抵消磁力矩对星体的影响，由此达到偏置角动量增加和减少过程中姿态无偏差起旋和消旋的的效果。本发明基于更安全的轮控模式下进行卫星偏置动量起、消旋控制，同时还可以在卫星动量变化过程中保证光学载荷正常工作需要的姿态。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1示出了本发明的具体实施方式的，卫星动量轮在轨姿态无偏差起旋和消旋的控制方法；
图2示出了本发明的实施例一的，同时具备零动量和偏置动量控制能力的飞轮模型；
图3示出了本发明的实施例一的，计算磁前馈力矩的步骤；
图4示出了本发明的实施例一的，计算卫星三轴指令力矩的步骤。
具体实施方式
为了更好的使本发明的技术方案清晰的表示出来，下面结合附图对本发明作进一步说明。
图1示出了本发明的具体实施方式的，卫星动量轮在轨姿态无偏差起旋和消旋的控制方法。具体地，包括如下步骤：
首先，进入步骤S101，遥控注数设置卫星最终需要的目标角动量。
然后，进入步骤S102，管理反作用飞轮的动量，控制所述卫星在期望中心转速范围内工作，当设置了起旋和消旋指令和俯仰轴目标转速后，增加至磁卸载目标角动量。
再者，进入步骤S103，根据所述磁卸载力矩和俯仰轴干扰补偿力矩，计算磁前馈力矩
最后，进入步骤S104，将卫星控制器计算的输出力矩磁前馈力矩常规的解耦力矩和干扰补偿力矩合成得到三轴指令力矩控制周期内积分得到三轴卫星的指令角动量，根据卫星的安装矩阵计算得到正在使用的卫星的指令转速。
图2示出了本发明的第一实施例的，同时具备零动量和偏置动量控制能力的飞轮模型，ObXbYbZb为卫星本体坐标系，偏置动量轮与反作用飞轮a、c、d中任两个组合可以进行偏置动量起旋和消旋，实现偏置动量控制反作用飞轮a、b、c、d中任两个组合可以实现偏置动量控制。具体地，包括如下步骤：
某卫星偏置动量控制方式下，俯仰轴额定角动量-60N.m.s，对应偏置动量轮中心转速-5300rpm。卫星零动量工作方式下，偏置动量轮不工作或工作与0prm附近，当卫星需要转至偏置动量控制方式时，
首先，上注动量轮起旋指令包，该指令包中包含偏置动量轮目标转速Ω0，该值可以为-5300rpm，也可以根据飞轮摩擦力矩的实际情况设置为其它值；
然后，计算磁前馈力矩如图3示出，具体步骤如下：
1)进入步骤201，计算卫星三轴指令角动量公式如下：
其中，为切换到起/消旋控制时三轴角动量
2)进入步骤202，计算磁卸载力矩公式如下：
其中，为磁场强度在卫星本体的分量，kx,ky,kz为卸载系数，为三轴卸载的角动量，正常情况下
当软件判断处于偏置动量轮起旋模式时，自主将卸载角动量调整为
其中，hQX＝JΩ0为卫星俯仰轴希望达到的目标角动量，如-60N.m.s或其它目标值。
3)进入步骤203，计算磁前馈力矩公式如下：
其中，Tdyconst为俯仰轴常值干扰力矩，根据卫星在轨实际需要进行补偿。
最后，计算卫星三轴指令力矩如图4示出，具体步骤如下：
1)进入步骤301，计算卫星PID控制器力矩公式如下：
其中，KPi、KIi和KTi(i＝x,y,z)为控制器参数，θc、ψc为控制用姿态角，ωox、ωoy、ωoz为根据惯性系角速度测量值、轨道及姿态角解算的星体轨道系角速度。
2)进入步骤302，计算卫星三轴指令力矩
三轴指令力矩包括卫星控制计算的输出力矩磁前馈力矩以及常规的解耦力矩干扰补偿力矩公式如下：
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。

Claims (10)

1.卫星动量轮在轨姿态无偏差起旋和消旋的控制方法，其特征在于，包括如下步骤：
A、遥控注数设置卫星最终需要的目标角动量；
B、管理飞轮的动量，控制所述卫星在期望中心转速范围内工作，当设置了起旋和消旋指令和俯仰轴目标转速后，增加至磁卸载目标角动量；
C、根据所述磁卸载力矩和俯仰轴干扰补偿力矩，计算磁前馈力矩
D、将卫星控制器计算的输出力矩磁前馈力矩常规的解耦力矩和干扰补偿力矩合成得到三轴指令力矩控制周期内积分得到三轴卫星的指令角动量，根据卫星的安装矩阵计算得到正在使用的卫星的指令转速。
2.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于：步骤A中所述目标角动量包括起旋时的俯仰轴偏置转速和/或角动量。
3.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于：步骤A中所述目标角动量包括消旋时的0转速和/或零动量。
4.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于：步骤A中所述卫星目标角动量为一次性设置。
5.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于：步骤C中所述磁前馈力矩的计算公式为：
其中，Tdyconst为俯仰轴常值干扰力矩，根据卫星在轨实际需要进行补偿。
6.根据权利要求5所述的控制方法，其特征在于：所述磁卸载力矩的计算公式为：
其中，为磁场强度在卫星本体的分量，kx,ky,kz为卸载系数，为三轴卸载的角动量，正常情况下当软件判断处于偏置动量轮起旋模式时，自主将卸载角动量调整为
其中，hQX＝JΩ0为卫星俯仰轴希望达到的目标角动量。
7.根据权利要求6所述的控制方法，其特征在于：所述三轴指令角动量
其中，为切换到起/消旋控制时三轴角动量。
8.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于：步骤D中所述三轴指令力矩的计算公式为：
9.根据权利要求8所述的控制方法，其特征在于：所述输出力矩的计算公式为：
其中，KPi、KIi和KTi(i＝x,y,z)为控制器参数，θc、ψc为控制用姿态角，ωox、ωoy、ωoz为根据惯性系角速度测量值、轨道及姿态角解算的星体轨道系角速度。
10.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于：将需要增加或消除的偏置角动量合成在所述磁卸载力矩中，通过磁控力矩作用在星体上。
CN201811511144.8A 2018-12-11 2018-12-11 卫星动量轮在轨姿态无偏差起旋和消旋的控制方法 Active CN109625334B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811511144.8A CN109625334B (zh) 2018-12-11 2018-12-11 卫星动量轮在轨姿态无偏差起旋和消旋的控制方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811511144.8A CN109625334B (zh) 2018-12-11 2018-12-11 卫星动量轮在轨姿态无偏差起旋和消旋的控制方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109625334A true CN109625334A (zh) 2019-04-16
CN109625334B CN109625334B (zh) 2021-11-05

Family

ID=66072776

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201811511144.8A Active CN109625334B (zh) 2018-12-11 2018-12-11 卫星动量轮在轨姿态无偏差起旋和消旋的控制方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109625334B (zh)

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110304277A (zh) * 2019-05-29 2019-10-08 上海航天控制技术研究所 一种速率模式飞轮姿态控制系统飞轮组合平稳切换方法
CN110450982A (zh) * 2019-08-14 2019-11-15 上海卫星工程研究所 空间扫描机构的角动量前馈补偿方法及补偿系统
CN110562500A (zh) * 2019-07-25 2019-12-13 北京控制工程研究所 非合作目标三维翻滚运动起旋模拟喷气控制方法及系统
CN113335567A (zh) * 2021-05-26 2021-09-03 航天科工空间工程发展有限公司 一种微小卫星的轮磁混合姿态控制方法和系统
CN113895653A (zh) * 2021-09-30 2022-01-07 长光卫星技术有限公司 一种用于卫星快速侧摆机动的飞轮构型与大力矩飞轮接入退出方法、装置、计算机设备和存储介质
CN114019992A (zh) * 2021-10-09 2022-02-08 北京控制工程研究所 一种面向推力器复用的三轴解耦姿态控制方法
CN115817856A (zh) * 2022-11-21 2023-03-21 清华大学 基于纯磁控方式的卫星对日自旋稳定姿态控制方法及装置

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7198232B1 (en) * 2004-08-26 2007-04-03 Lockheed Martin Corporation Optimal speed management for reaction wheel control system and method
CN101934863A (zh) * 2010-09-29 2011-01-05 哈尔滨工业大学 基于磁力矩器和飞轮的卫星姿态全方位控制方法
CN106494646A (zh) * 2016-11-21 2017-03-15 上海航天控制技术研究所 一种磁阻尼重捕地球控制方法及系统
CN106809406A (zh) * 2017-01-19 2017-06-09 上海航天控制技术研究所 一种基于地磁力矩的飞轮起旋控制方法
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 (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7198232B1 (en) * 2004-08-26 2007-04-03 Lockheed Martin Corporation Optimal speed management for reaction wheel control system and method
CN101934863A (zh) * 2010-09-29 2011-01-05 哈尔滨工业大学 基于磁力矩器和飞轮的卫星姿态全方位控制方法
CN106494646A (zh) * 2016-11-21 2017-03-15 上海航天控制技术研究所 一种磁阻尼重捕地球控制方法及系统
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
CN106809406A (zh) * 2017-01-19 2017-06-09 上海航天控制技术研究所 一种基于地磁力矩的飞轮起旋控制方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
王禹等: "一种基于飞轮角动量正反馈的外干扰力矩补偿技术研究", 《上海航天》 *

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110304277A (zh) * 2019-05-29 2019-10-08 上海航天控制技术研究所 一种速率模式飞轮姿态控制系统飞轮组合平稳切换方法
CN110304277B (zh) * 2019-05-29 2021-07-06 上海航天控制技术研究所 一种速率模式飞轮姿态控制系统飞轮组合平稳切换方法
CN110562500A (zh) * 2019-07-25 2019-12-13 北京控制工程研究所 非合作目标三维翻滚运动起旋模拟喷气控制方法及系统
CN110450982A (zh) * 2019-08-14 2019-11-15 上海卫星工程研究所 空间扫描机构的角动量前馈补偿方法及补偿系统
CN113335567A (zh) * 2021-05-26 2021-09-03 航天科工空间工程发展有限公司 一种微小卫星的轮磁混合姿态控制方法和系统
CN113895653A (zh) * 2021-09-30 2022-01-07 长光卫星技术有限公司 一种用于卫星快速侧摆机动的飞轮构型与大力矩飞轮接入退出方法、装置、计算机设备和存储介质
CN114019992A (zh) * 2021-10-09 2022-02-08 北京控制工程研究所 一种面向推力器复用的三轴解耦姿态控制方法
CN115817856A (zh) * 2022-11-21 2023-03-21 清华大学 基于纯磁控方式的卫星对日自旋稳定姿态控制方法及装置

Also Published As

Publication number Publication date
CN109625334B (zh) 2021-11-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109625334A (zh) 卫星动量轮在轨姿态无偏差起旋和消旋的控制方法
CN110471450B (zh) 在高度速度剖面内直接规划再入轨迹的方法
CN109508030B (zh) 一种考虑多禁飞区约束的协同解析再入制导方法
CN101576750B (zh) 航天器的姿态跟踪控制系统及方法
CN111099045B (zh) 双超卫星动力学与控制气浮平台全物理仿真方法
JP5834350B2 (ja) 宇宙機の慣性車輪をアンロードする方法およびシステム
CN100530019C (zh) 一种绕月卫星双轴天线对地指向控制方法
CN107783422B (zh) 采用捷联惯导的火炮瞄准稳定系统控制方法
CN109269504B (zh) 一种具有末端约束的姿态机动路径规划方法
CN110147115B (zh) 以载荷为中心、平台随动的旋转载荷卫星姿态控制方法
JPH06156399A (ja) 姿勢制御システム、及び人工衛星の方向を制御する方法
CN108511908B (zh) 一种具有相位抑制功能的星载天线自动跟踪控制系统及方法
CN106809406B (zh) 一种基于地磁力矩的飞轮起旋控制方法
CN110697086B (zh) 以单控制力矩陀螺和两飞轮实现卫星三轴稳定控制的方法
US20060049315A1 (en) Precision attitude control system for gimaled thruster
CN104085539A (zh) 成像定标的姿态控制方法
CN112572835A (zh) 一种具有姿态切换的卫星在轨角动量管理及控制方法
JP4191588B2 (ja) 衛星追尾用アンテナ制御装置
Kos et al. Altair descent and ascent reference trajectory design and initial dispersion analyses
CN107499536B (zh) 一种偏置动量卫星高精度跟踪控制偏流角的方法
Haeussermann Developments in the field of automatic guidance and control of rockets
CN110697085B (zh) 一种双sgcmg与磁力矩器组合的卫星控制方法
CN117022679A (zh) 一种卫星的姿态控制方法、装置及卫星
CN115574666B (zh) 一种掠地巡航靶标定高方法
CN109445448B (zh) 一种轮控小卫星自适应积分滑模姿态控制器

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