CN109625334B - 卫星动量轮在轨姿态无偏差起旋和消旋的控制方法 - Google Patents

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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
Figure DDA0001900797550000011
将卫星控制器计算的输出力矩
Figure DDA0001900797550000012
磁前馈力矩
Figure DDA0001900797550000013
常规的解耦力矩
Figure DDA0001900797550000014
和干扰补偿力矩
Figure DDA0001900797550000015
合成得到三轴指令力矩
Figure DDA0001900797550000016
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、根据磁卸载力矩
Figure GDA0003151946980000021
和俯仰轴干扰补偿力矩，计算磁前馈力矩
Figure GDA0003151946980000022
D、将卫星控制器计算的输出力矩
Figure GDA0003151946980000023
磁前馈力矩
Figure GDA0003151946980000024
常规的解耦力矩
Figure GDA0003151946980000025
和干扰补偿力矩
Figure GDA0003151946980000026
合成得到三轴指令力矩
Figure GDA0003151946980000027
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
Figure GDA0003151946980000028
的计算公式为：
Figure GDA0003151946980000029
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
Figure GDA00031519469800000210
的计算公式为：
Figure GDA00031519469800000211
其中，
Figure GDA00031519469800000212
为磁场强度在卫星本体的分量，kx,ky,kz为卸载系数，
Figure GDA00031519469800000213
为三轴卸载的角动量，正常情况下
Figure GDA00031519469800000214
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
Figure GDA0003151946980000031
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
Figure GDA0003151946980000032
Figure GDA0003151946980000033
其中，
Figure GDA0003151946980000034
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
Figure GDA0003151946980000035
的计算公式为：
Figure GDA0003151946980000036
优选地，所述输出力矩
Figure GDA0003151946980000037
的计算公式为：
Figure GDA0003151946980000038
其中，KPi、KIi和KDi(i＝x,y,z)为控制器参数，
Figure GDA0003151946980000039
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
Figure GDA00031519469800000310
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
Figure GDA0003151946980000041
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
Figure GDA0003151946980000042
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，根据磁卸载力矩
Figure GDA0003151946980000043
和俯仰轴干扰补偿力矩，计算磁前馈力矩
Figure GDA0003151946980000044
最后，进入步骤S104，将卫星控制器计算的输出力矩
Figure GDA0003151946980000045
磁前馈力矩
Figure GDA0003151946980000046
常规的解耦力矩
Figure GDA0003151946980000047
和干扰补偿力矩
Figure GDA0003151946980000048
合成得到三轴指令力矩
Figure GDA0003151946980000049
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
Figure GDA0003151946980000051
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
Figure GDA0003151946980000052
公式如下：
Figure GDA0003151946980000053
其中，
Figure GDA0003151946980000054
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
Figure GDA0003151946980000055
公式如下：
Figure GDA0003151946980000056
其中，
Figure GDA0003151946980000057
为磁场强度在卫星本体的分量，kx,ky,kz为卸载系数，
Figure GDA0003151946980000058
为三轴卸载的角动量，正常情况下
Figure GDA0003151946980000059
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
Figure GDA00031519469800000510
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
Figure GDA00031519469800000511
公式如下：
Figure GDA00031519469800000512
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
Figure GDA00031519469800000513
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
Figure GDA00031519469800000514
公式如下：
Figure GDA0003151946980000061
其中，KPi、KIi和KDi(i＝x,y,z)为控制器参数，
Figure GDA0003151946980000062
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
Figure GDA0003151946980000063
三轴指令力矩包括卫星控制计算的输出力矩
Figure GDA0003151946980000064
磁前馈力矩
Figure GDA0003151946980000065
以及常规的解耦力矩
Figure GDA0003151946980000066
干扰补偿力矩
Figure GDA0003151946980000067
公式如下：
Figure GDA0003151946980000068
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 (6)

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、根据磁卸载力矩
Figure FDA0003151946970000011
和俯仰轴干扰补偿力矩，计算磁前馈力矩
Figure FDA0003151946970000012
D、将卫星控制器计算的输出力矩
Figure FDA0003151946970000013
磁前馈力矩
Figure FDA0003151946970000014
常规的解耦力矩
Figure FDA0003151946970000015
和干扰补偿力矩
Figure FDA0003151946970000016
合成得到三轴指令力矩
Figure FDA0003151946970000017
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；
步骤C中所述磁前馈力矩
Figure FDA0003151946970000018
的计算公式为：
Figure FDA0003151946970000019
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；
所述磁卸载力矩
Figure FDA00031519469700000110
的计算公式为：
Figure FDA00031519469700000111
其中，
Figure FDA00031519469700000112
为磁场强度在卫星本体的分量，kx,ky,kz为卸载系数，
Figure FDA00031519469700000113
为三轴卸载的角动量，正常情况下
Figure FDA00031519469700000114
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
Figure FDA00031519469700000115
其中，hQX＝JΩ0为卫星俯仰轴希望达到的目标角动量；
三轴指令角动量
Figure FDA00031519469700000116
Figure FDA00031519469700000117
其中，
Figure FDA0003151946970000021
为切换到起/消旋控制时三轴角动量；
将需要增加或消除的偏置角动量合成在所述磁卸载力矩
Figure FDA0003151946970000022
中，通过磁控力矩作用在星体上。
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D中所述三轴指令力矩
Figure FDA0003151946970000023
的计算公式为：
Figure FDA0003151946970000024
6.根据权利要求5所述的控制方法，其特征在于：所述输出力矩
Figure FDA0003151946970000025
的计算公式为：
Figure FDA0003151946970000026
其中，KPi、KIi和KDi(i＝x,y,z)为控制器参数，
Figure FDA0003151946970000027
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。
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