CN109649690A - 基于飞轮构型的卫星高精度递阶饱和姿态控制方法和系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于飞轮构型的卫星高精度递阶饱和姿态控制方法和系统，该方法包括：根据控制请求和/或飞轮健康状态信息，选择飞轮组合；获取飞轮组合信息及卫星的姿态信息；根据飞轮组合信息及卫星的姿态信息，解算得到三轴指令力矩；根据所选择的飞轮组合，将所述三轴指令力矩分解至各个飞轮，作为各飞轮的飞轮指令力矩；对各飞轮的飞轮指令力矩进行积分，得到各飞轮的飞轮指令角动量；并对得到的各飞轮的飞轮指令角动量进行等比例限幅；根据等比例限幅后的飞轮指令角动量，对卫星进行高精度递阶饱和姿态控制。本发明利用星敏感器提供的姿态角信息进行卫星姿态的高精度控制，适用于不同飞轮组合的情况。

Description

基于飞轮构型的卫星高精度递阶饱和姿态控制方法和系统

技术领域

本发明属于卫星姿态控制技术领域，尤其涉及一种基于飞轮构型的卫星高 精度递阶饱和姿态控制方法和系统。

背景技术

一般的零动量卫星姿态控制系统中，需要同时用到星敏感器提供的姿态角 度信息及陀螺提供的姿态角速度信息。但是对于长寿命的卫星而言，陀螺寿命 仍是其短板所在，因而在长期在轨运行过程中陀螺一般处于断电状态，仅当任 务需要或系统出现故障需要用到陀螺信息时再自主给陀螺加电，称为冷备份。 星敏感器提供高精度的姿态测量信息，在长期稳定工况下，可仅使用星敏信息 进行三轴控制。

在控制算法方面，在传统PID控制的原理上考虑飞轮的实际约束(力矩饱 和角动量饱和)形成递阶饱和控制率，该方法简单直观，物理意义明确，易于 工程实现。但该方法一般按轴进行力矩和角动量限幅，适用于3正装飞轮的情 况，在斜装飞轮组合或者多飞轮组合时由于轴间耦合只能将轴向最大力矩和角 动量按最小包络计算，限制了飞轮的能力。

发明内容

本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种基于飞轮构型的 卫星高精度递阶饱和姿态控制方法和系统，利用星敏感器提供的姿态角信息进 行卫星姿态的高精度控制，适用于不同飞轮组合的情况。

为了解决上述技术问题，本发明公开了一种基于飞轮构型的卫星高精度递 阶饱和姿态控制方法，包括：

根据控制请求和/或飞轮健康状态信息，选择飞轮组合；

获取飞轮组合信息及卫星的姿态信息；

根据飞轮组合信息及卫星的姿态信息，解算得到三轴指令力矩；

根据所选择的飞轮组合，将所述三轴指令力矩分解至各个飞轮，作为各飞 轮的飞轮指令力矩；

对各飞轮的飞轮指令力矩进行积分，得到各飞轮的飞轮指令角动量；并对 得到的各飞轮的飞轮指令角动量进行等比例限幅；

根据等比例限幅后的飞轮指令角动量，对卫星进行高精度递阶饱和姿态控 制。

优选的，根据飞轮组合信息及卫星的姿态信息，解算得到三轴指令力矩， 包括：

根据飞轮组合信息，解算得到三轴的PI+校正力矩；

根据卫星的姿态信息、飞轮角动量信息和磁场信息，解算得到解耦力矩和 磁前馈力矩；

将PI+校正力矩与解耦力矩和磁前馈力矩进行叠加，将叠加结果作为总的 三轴指令力矩。

优选的，根据飞轮组合信息，解算得到三轴的PI+校正力矩，包括：

根据飞轮组合信息，对三轴姿态角进行限幅；

根据限幅后的三轴姿态角，及PI+校正控制率，解算得到三轴的PI+校正力 矩。

优选的，根据飞轮组合信息，对三轴姿态角进行限幅，包括：

根据飞轮组合信息，确定飞轮的实际可用角动量；

根据确定的飞轮的实际可用角动量，对三轴姿态角进行限幅。

优选的，根据卫星的姿态信息、飞轮角动量信息和磁场信息，解算得到解 耦力矩和磁前馈力矩，包括：

根据三轴姿态角和飞轮角动量，解算得到解耦力矩；

根据飞轮角动量和磁场信息，解算得到指令磁矩；

根据指令磁矩和磁场信息，解算得到磁前馈力矩。

优选的，解耦力矩的解算需考虑当前实时姿态角；磁前馈力矩的计算需扣 除俯仰轴环境干扰力矩的常值分量。

优选的，还包括：根据各飞轮的最大输出力矩，对各飞轮的飞轮指令力矩 进行等比例限幅。

本发明还公开了一种基于飞轮构型的卫星高精度递阶饱和姿态控制系统， 包括：

选择模块，用于根据控制请求和/或飞轮健康状态信息，选择飞轮组合；

信息获取模块，用于获取飞轮组合信息及卫星的姿态信息；

解算模块，用于根据飞轮组合信息及卫星的姿态信息，解算得到三轴指令 力矩；

分解模块，用于根据所选择的飞轮组合，将所述三轴指令力矩分解至各个 飞轮，作为各飞轮的飞轮指令力矩；

积分模块，用于对各飞轮的飞轮指令力矩进行积分，得到各飞轮的飞轮指 令角动量；并对得到的各飞轮的飞轮指令角动量进行等比例限幅；

控制模块，用于根据等比例限幅后的飞轮指令角动量，对卫星进行高精度 递阶饱和姿态控制。

本发明具有以下优点：

(1)本发明公开了一种基于飞轮构型的卫星高精度递阶饱和姿态控制方 案，姿态控制无需陀螺提供的角速度信息，仅采用星敏角度信息，降低了对单 机产品的依赖性。

(2)本发明公开了一种基于飞轮构型的卫星高精度递阶饱和姿态控制方 案，按飞轮安装情况进行力矩和角动量分配限幅，能够更加充分地发挥飞轮的 控制能力。

(3)本发明公开了一种基于飞轮构型的卫星高精度递阶饱和姿态控制方 案，在飞轮组合发生切换时算法可自适应的改变飞轮分配矩阵，无需其他任何 变动，在飞轮组合发生切换时算法仍然适用，便于飞轮组合重构方便实用。

附图说明

图1是本发明实施例中一种基于飞轮构型的卫星高精度递阶饱和姿态控制 方法的步骤流程图；

图2是本发明实施例中一种基于飞轮构型的卫星高精度递阶饱和姿态控制 方法的实现框图；

图3是本发明实施例中一种开环幅频特性图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明 公开的实施方式作进一步详细描述。

如图1，在本实施例中，所述基于飞轮构型的卫星高精度递阶饱和姿态控 制方法，包括：

步骤101，根据控制请求和/或飞轮健康状态或飞轮健康状态，选择飞轮组 合。

在本实施例中，可以根据控制请求和/或飞轮健康状态等实际请求，通过人 工选择飞轮组合，或星上自主选择飞轮组合。

步骤102，获取飞轮组合信息及卫星的姿态信息。

步骤103，根据飞轮组合信息及卫星的姿态信息，解算得到三轴指令力矩。

在本实施例中，可以根据飞轮组合信息，解算得到三轴的PI+校正力矩； 根据卫星的姿态信息、飞轮角动量信息和磁场信息，解算得到解耦力矩和磁前 馈力矩；将PI+校正力矩与解耦力矩和磁前馈力矩进行叠加，将叠加结果作为 总的三轴指令力矩。

优选的，可以通过如下方式解算得到三轴的PI+校正力矩：根据飞轮组合 信息，对三轴姿态角进行限幅；根据限幅后的三轴姿态角，及PI+校正控制率， 解算得到三轴的PI+校正力矩。其中，可以根据飞轮组合信息，确定飞轮的实 际可用角动量；然后，根据确定的飞轮的实际可用角动量，对三轴姿态角进行 限幅。

优选的，可以通过如下方式解算得到解耦力矩和磁前馈力矩：根据三轴姿 态角和飞轮角动量，解算得到解耦力矩；根据飞轮角动量和磁场信息，解算得 到指令磁矩；根据指令磁矩和磁场信息，解算得到磁前馈力矩。其中，需要说 明的是，在本实施例中，解耦力矩的解算需考虑当前实时姿态角；磁前馈力矩 的计算需扣除俯仰轴环境干扰力矩的常值分量

步骤104，根据所选择的飞轮组合，将所述三轴指令力矩分解至各个飞轮， 作为各飞轮的飞轮指令力矩。

在本身实施例中，在将所述三轴指令力矩分解至各个飞轮之前，还可以对 所述三轴指令力矩分解至各个飞轮进行等比例限幅处理。

步骤105，对各飞轮的飞轮指令力矩进行积分，得到各飞轮的飞轮指令角 动量；并对得到的各飞轮的飞轮指令角动量进行等比例限幅。

步骤106，根据等比例限幅后的飞轮指令角动量，对卫星进行高精度递阶 饱和姿态控制。

在上述实施例的基础上，结合一个具体实例进行说明。

如图2和图3，以某型号为例，三轴主转动惯量约为 [I(x)；I(y)；I(z)]≈[4500；5000；5500]Kg·m²，共配置n个飞轮，飞轮安装矩阵为C_D， 每个飞轮最大输出力矩0.15N·m，最大角动量15N·ms，三轴磁力矩器最大 输出磁矩95A·m²。帆板基频0.1Hz。

1)计算指令磁矩M、解耦力矩T_Decouple及磁前馈力矩T_MagFwd

磁卸载指令磁矩M(单位：A·m²)计算如下：

其中，k表示三轴磁卸载系数，B表示本体系下的磁场强度，H表示三轴 角动量，×表示向量叉乘，|B|表示磁场矢量的模长。将M三轴均限幅在[-95， 95]A·m²以内。

磁前馈力矩T_MagFwd(单位：N·m)计算如下：

T_MagFwd＝M×B-[0 T_{d_const}(x) 0]′

其中，T_{d_const}(i),(i＝x,y,z)为环境干扰力矩的常值分量。

解耦力矩T_Decouple(单位：N·m)计算如下：

其中，A_bo为当前欧拉角对应的轨道系到本体系的姿态转换矩阵， H₀＝[T_{d_const}(z)/ω₀ 0 -T_{d_const}(x)/ω₀]′为无需解耦的角动量分量，ω₀为轨道角速率。

2)计算PI+校正力矩T_PIT(单位：N·m)

在本实施例中，可以根据飞轮组合信息，对三轴姿态角进行限幅；

根据限幅后的三轴姿态角，及PI+校正控制率，解算得到三轴的PI+校正力 矩。其中，控制参数设计采用希望频率设计法，如图3，为希望频率设计法对 应的开环幅频特性图，横坐标为频率(单位:rad/s)，纵坐标为强度(单位：dB)， 剪切频率为ω_c，开环Bode图以-20dB穿越横轴系统较为稳定。具体实现如下：

选取剪切频率ω_c隔离帆板基频5～10倍，得到控制器参数如下：

其中，I(i),(i＝x,y,z)为三轴主转动惯量。

对姿态角Agl进行等比例限幅：

若有大于1，则：

否则：

Agl_c＝Agl

式中，max{·}为最大值函数，A(i)(i＝x,y,z)为三轴控制用角度限幅值，sign(·)表示符号函数，H_max为三轴最大 角动量，H_max＝C_D1[H_wmax；H_wmax；…；H_wmax]，H_wmax为飞轮的最大输出角动量 15Nms，C_D1为正在使用的飞轮组合的对应的安装矩阵，将C_D未使用的飞轮相应 列置[0；0；0]即可得到C_D1。

计算PI+校正力矩T_PIT(单位：N·m)：

其中，s为拉普拉斯算子。

3)计算飞轮指令力矩T_w(单位：N·m)并进行等比例限幅

计算总指令力矩T_c(单位：N·m)：

T_c＝T_PIT+T_Decouple+T_FedFwd

将T_c分解到各个飞轮的指令力矩T_w：

对T_w进行等比例限幅：

若有大于1，则：

否则，不做处理。

其中，限幅值T_wmax为飞轮的最大输出力矩0.15N·m。

计算飞轮指令角动量H_w(单位：N·ms)并进行等比例限幅：

计算飞轮指令角动量H_w：

H_w＝H_w0+∫T_wdt

其中，H_w0为进入该控制模式前的飞轮初始角动量。

对H_w进行等比例限幅：

若有大于1，则：

否则，不做处理。

在上述实施例的基础上，本发明还公开了一种基于飞轮构型的卫星高精度 递阶饱和姿态控制系统，包括：选择模块，用于根据控制请求，选择飞轮组合； 信息获取模块，用于获取飞轮组合信息及卫星的姿态信息；解算模块，用于根 据飞轮组合信息及卫星的姿态信息，解算得到三轴指令力矩；分解模块，用于 根据所选择的飞轮组合，将所述三轴指令力矩分解至各个飞轮，作为各飞轮的 飞轮指令力矩；积分模块，用于对各飞轮的飞轮指令力矩进行积分，得到各飞 轮的飞轮指令角动量；并对得到的各飞轮的飞轮指令角动量进行等比例限幅； 控制模块，用于根据等比例限幅后的飞轮指令角动量，对卫星进行高精度递阶饱和姿态控制。

对于系统实施例而言，由于其与方法实施例相对应，所以描述的比较简单， 相关之处参见方法实施例部分的说明即可。

本说明中的各个实施例均采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都 是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可。

以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局 限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易 想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技 术。

Claims (8)

1.一种基于飞轮构型的卫星高精度递阶饱和姿态控制方法，其特征在于，包括：

根据控制请求和/或飞轮健康状态信息，选择飞轮组合；

获取飞轮组合信息及卫星的姿态信息；

根据飞轮组合信息及卫星的姿态信息，解算得到三轴指令力矩；

根据所选择的飞轮组合，将所述三轴指令力矩分解至各个飞轮，作为各飞轮的飞轮指令力矩；

对各飞轮的飞轮指令力矩进行积分，得到各飞轮的飞轮指令角动量；并对得到的各飞轮的飞轮指令角动量进行等比例限幅；

根据等比例限幅后的飞轮指令角动量，对卫星进行高精度递阶饱和姿态控制。

2.根据权利要求1所述的基于飞轮构型的卫星高精度递阶饱和姿态控制方法，其特征在于，根据飞轮组合信息及卫星的姿态信息，解算得到三轴指令力矩，包括：

根据飞轮组合信息，解算得到三轴的PI+校正力矩；

根据卫星的姿态信息、飞轮角动量信息和磁场信息，解算得到解耦力矩和磁前馈力矩；

将PI+校正力矩与解耦力矩和磁前馈力矩进行叠加，将叠加结果作为总的三轴指令力矩。

3.根据权利要求2所述的基于飞轮构型的卫星高精度递阶饱和姿态控制方法，其特征在于，根据飞轮组合信息，解算得到三轴的PI+校正力矩，包括：

根据飞轮组合信息，对三轴姿态角进行限幅；

根据限幅后的三轴姿态角，及PI+校正控制率，解算得到三轴的PI+校正力矩。

4.根据权利要求3所述的基于飞轮构型的卫星高精度递阶饱和姿态控制方法，其特征在于，根据飞轮组合信息，对三轴姿态角进行限幅，包括：

根据飞轮组合信息，确定飞轮的实际可用角动量；

根据确定的飞轮的实际可用角动量，对三轴姿态角进行限幅。

5.根据权利要求2所述的基于飞轮构型的卫星高精度递阶饱和姿态控制方法，其特征在于，根据卫星的姿态信息、飞轮角动量信息和磁场信息，解算得到解耦力矩和磁前馈力矩，包括：

根据三轴姿态角和飞轮角动量，解算得到解耦力矩；

根据飞轮角动量和磁场信息，解算得到指令磁矩；

根据指令磁矩和磁场信息，解算得到磁前馈力矩。

6.根据权利要求5所述的基于飞轮构型的卫星高精度递阶饱和姿态控制方法，其特征在于，解耦力矩的解算需考虑当前实时姿态角；磁前馈力矩的计算需扣除俯仰轴环境干扰力矩的常值分量。

7.根据权利要求1所述的基于飞轮构型的卫星高精度递阶饱和姿态控制方法，其特征在于，还包括：根据各飞轮的最大输出力矩，对各飞轮的飞轮指令力矩进行等比例限幅。

8.一种基于飞轮构型的卫星高精度递阶饱和姿态控制系统，其特征在于，包括：

选择模块，用于根据控制请求和/或飞轮健康状态信息，选择飞轮组合；

信息获取模块，用于获取飞轮组合信息及卫星的姿态信息；

解算模块，用于根据飞轮组合信息及卫星的姿态信息，解算得到三轴指令力矩；

分解模块，用于根据所选择的飞轮组合，将所述三轴指令力矩分解至各个飞轮，作为各飞轮的飞轮指令力矩；

积分模块，用于对各飞轮的飞轮指令力矩进行积分，得到各飞轮的飞轮指令角动量；并对得到的各飞轮的飞轮指令角动量进行等比例限幅；

控制模块，用于根据等比例限幅后的飞轮指令角动量，对卫星进行高精度递阶饱和姿态控制。