CN110104217A - 卫星姿态控制与大角动量补偿复用飞轮的构形与控制方法 - Google Patents

卫星姿态控制与大角动量补偿复用飞轮的构形与控制方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种卫星姿态控制与大角动量补偿复用飞轮的构形与控制方法，包括如下步骤：卫星俯仰轴Y轴正装配置一台25Nms角动量的飞轮，其正角动量方向与卫星本体坐标系+Y轴方向相反，卫星采用偏置动量控制；卫星偏航轴Z轴斜装配置两台50Nms角动量的飞轮，其正角动量方向在卫星本体坐标系的XOZ面内，分别偏向滚动轴+X轴与滚动轴‑X轴方向，且与偏航轴Z轴夹角为10°；卫星滚动轴X轴正装配置一台25Nms的动量轮，其正角动量方向与卫星本体坐标系+X轴方向一致；计算得到飞轮转速指令，得到飞轮的控制用电压指令，驱动飞轮，输出控制角动量。本发明以较少的飞轮数量同时完成了姿态控制和补偿角动量的控制输出。

Description

卫星姿态控制与大角动量补偿复用飞轮的构形与控制方法
技术领域
本发明涉及一种飞轮构形与控制方法技术，更具体地，涉及一种卫星姿态控制与大角动量补偿复用飞轮的构形与控制方法。
背景技术
随着航天技术不断发展，卫星载荷研制也呈现出多任务和多功能化，其中载荷的天线多为旋转或扫描镜多为摆动的方式，已达到对目标的动态大范围探测目的，而载荷的天线无论是旋转还是扫描镜摆动都会产生干扰力矩，影响整星星体的稳定度，进而影响最终成像质量。
整星为了达到高稳定度，高成像质量，卫星平台需要姿轨控分系统对载荷天线多旋转或扫描镜摆动产生的角动量进行补偿。通常情况下，姿轨控分系统将飞轮作为执行机构进行角动量进行补偿，并根据用途将飞轮分为姿态控制用飞轮和补偿用飞轮，这增加了整星研制成本和重量。
发明内容
针对上述现有技术中的缺陷，本发明提供了一种卫星姿态控制与大角动量补偿复用飞轮的构形与控制方法，以较少的飞轮数量完成了载荷角动量补偿与姿态控制，保证了卫星姿态稳定，且工程应用上具有飞轮安装测量方便，控制指令计算简单等特点。
为了达到上述发明目的，本发明所采用的技术方案如下：
一种卫星姿态控制与大角动量补偿复用飞轮的构形与控制方法，包括如下步骤：
步骤1：卫星俯仰轴Y轴正装配置一台25Nms角动量的飞轮，其正角动量方向与卫星本体坐标系+Y轴方向相反，卫星采用偏置动量控制；
步骤2：卫星偏航轴Z轴斜装配置两台50Nms角动量的飞轮，其正角动量方向在卫星本体坐标系的XOZ面内，分别偏向滚动轴+X轴与滚动轴-X轴方向，且与偏航轴Z轴夹角为10°，用于补偿载荷工作时产生的角动量，同时进行偏航轴Z轴的姿态控制；
步骤3：卫星滚动轴X轴正装配置一台25Nms的飞轮，其正角动量方向与卫星本体坐标系+X轴方向一致；
步骤4：由飞轮角动量控制指令计算得到飞轮转速指令，根据闭环控制律计算得到飞轮的控制用电压指令，驱动飞轮，输出控制角动量。
优选地，所述步骤1，卫星俯仰轴Y轴存在常值项干扰力矩和周期项干扰力矩，正装配置的25Nms角动量的飞轮可输出不超过25Nms的角动量，用于整星偏置动量控制，并消除常值项和周期项干扰力矩，保证卫星俯仰轴Y轴的指向精度和稳定度。
优选地，所述步骤2，卫星对地观测，需要补偿载荷的角动量在卫星的偏航轴Z轴方向，配置两个50Nms角动量飞轮偏航轴Z轴夹角为10°，同时工作时最大可进行2*49.24Nms大小的角动量的补偿，若需要补偿的角动量小于49.24Nms时，仅一台50Nms角动量飞轮工作即能不足要求，此时滚动轴X和偏航轴Z有三取二的冗余备份，提高整星可靠性，以保证卫星研制寿命。
优选地，所述步骤3，滚动轴X轴飞轮用于消除在X轴残余的补偿角动量，同时用于滚动轴X轴姿态控制。
优选地，所述步骤4，对飞轮输出的角动量包括姿态控制用角动量和补偿用角动量使用同个闭环回路进行控制，控制比例系数滚动轴X轴、俯仰轴Y轴为0.1501，偏航轴Z轴比例系数为0.4075，对飞轮控制指令电压输出值进行±10V限幅。
优选地，所述步骤2中Z轴两台50Nms角动量的飞轮安装矩阵为：
式中：α＝10°为飞轮安装角，单台飞轮在X轴上最大可产生为50*sin10°＝8.68Nms角动量，Z轴上最大可产生为50*cos10°＝49.24Nms角动量。
本发明以较少的飞轮数量同时完成了姿态控制和补偿角动量的控制输出，当需要补偿的角动量小于49.24Nms时滚动轴X和偏航轴Z有三取二的冗余备份，且工程应用上具有飞轮安装测量方便，控制指令计算简单等特点。
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为本发明实施例中姿态控制与大角动量补偿复用飞轮构形示意图。
图2本发明实施例中的闭环控制回路。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。
本发明实施例提供了一种卫星姿态控制与大角动量补偿复用飞轮的构形与控制方法，包括如下步骤：
步骤1：卫星俯仰轴Y轴正装配置一台25Nms角动量的飞轮，其正角动量方向与卫星本体坐标系+Y轴方向相反，卫星采用偏置动量控制；
步骤2：卫星偏航轴Z轴斜装配置两台50Nms角动量的飞轮，其正角动量方向在卫星本体坐标系的XOZ面内，分别偏向滚动轴+X轴与滚动轴-X轴方向，且与偏航轴Z轴夹角为10°，用于补偿载荷工作时产生的角动量，同时进行偏航轴Z轴的姿态控制；
步骤3：卫星滚动轴X轴正装配置一台25Nms的飞轮，其正角动量方向与卫星本体坐标系+X轴方向一致；
步骤4：由飞轮角动量控制指令计算得到飞轮转速指令，根据飞轮闭环控制律计算得到飞轮的控制用电压指令，驱动飞轮，输出控制力矩。
所述步骤1包括：卫星的偏置角动量选取，对于低轨太阳同步轨道卫星其外干扰力矩主要有重力梯度力矩、太阳光压力矩、气动力矩。
重力梯度力矩Tdg通过下式计算：
式中：μ为地心引力常数取3.9860044×1014m3/s2；R为飞行器至地心的距离，单位m；R0为地心到卫星的矢径；I为卫星转动惯量阵，单位kg.m2；
当太阳光压力中心与卫星质心不重合时，产生光压力矩，其光压力与光压力矩分别为：
式中：I0为太阳辐射通量取1395W/m2；C为光速取3×108m/s；Crs为镜面反射系数取0.24；Crd为漫射系数；A为太阳光线照射面积；为卫星光压力中心至卫星质心间的距离。
气动力和气动力矩为：
式中：Cp为气动阻力系数取值2.4；ρ为卫星所在高度的平均大气密度取1.17×10-14kg/m3；V为大气相对卫星主体表面微元的速度取7.46×103m/s；为大气来流方向的单位矢量，A为卫星主体迎风面面积；为卫星迎风面压力中心至卫星质心间的距离。
太阳光压力矩为周期性干扰力矩，重力梯度力矩和气动力矩为常值干扰力矩，总干扰力矩为0.12mN～0.46mN，卫星俯仰轴Y轴配置的25Nms角动量飞轮可取20Nms用于偏置动量控制。
所述步骤2中Z轴两台50Nms角动量的飞轮安装矩阵为：
式中：α＝10°为飞轮安装角，单台飞轮在X轴上最大可产生为50*sin10°＝8.68Nms角动量，Z轴上最大可产生为50*cos10°＝49.24Nms角动量。
所述步骤3包括：X轴配置一台25Nms的飞轮，用于姿控控制用，同时可消除Z轴补偿角动量在X轴上的残余，若Z轴两台飞轮同时工作，则可仅用于姿态控制用输出。
所述步骤4包括：为了消除飞轮摩擦力矩对系统控制品质的影响，系统对飞轮控制环节采取了转速闭环的方式，控制回路如图2所示，其传递函数为：
其中：Jm为飞轮惯量，K1＝0.104719为比例系数，Kp和Kr为控制参数。
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)

1.一种卫星姿态控制与大角动量补偿复用飞轮的构形与控制方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤1：卫星俯仰轴Y轴正装配置一台25Nms角动量的飞轮，其正角动量方向与卫星本体坐标系+Y轴方向相反，卫星采用偏置动量控制；
步骤2：卫星偏航轴Z轴斜装配置两台50Nms角动量的飞轮，其正角动量方向在卫星本体坐标系的XOZ面内，分别偏向滚动轴+X轴与滚动轴-X轴方向，且与偏航轴Z轴夹角为10°，用于补偿载荷工作时产生的角动量，同时进行偏航轴Z轴的姿态控制；
步骤3：卫星滚动轴X轴正装配置一台25Nms的飞轮，其正角动量方向与卫星本体坐标系+X轴方向一致，用于姿态控制和消除补偿角动量在X轴上的影响；
步骤4：由飞轮角动量控制指令计算得到飞轮转速指令，根据闭环控制律计算得到飞轮的控制用电压指令，驱动飞轮，输出控制角动量。
2.根据权利要求1所述的卫星姿态控制与大角动量补偿复用飞轮的构形与控制方法，其特征在于，卫星俯仰轴Y轴存在常值项干扰力矩和周期项干扰力矩，正装配置的25Nms角动量的飞轮可输出不超过25Nms的角动量，用于整星偏置动量控制，并消除常值项和周期项干扰力矩，保证卫星俯仰轴Y轴的指向精度和稳定度。
3.根据权利要求1所述的卫星姿态控制与大角动量补偿复用飞轮的构形与控制方法，其特征在于，卫星对地观测，需要补偿载荷的角动量在卫星的偏航轴Z轴方向，配置两个50Nms角动量飞轮偏航轴Z轴夹角为10°，同时工作时最大可进行2*49.24Nms大小的角动量的补偿，若需要补偿的角动量小于49.24Nms时，仅一台50Nms角动量飞轮工作即能满足要求，此时滚动轴X和偏航轴Z有三取二的冗余备份，提高整星可靠性，以保证卫星研制寿命。
4.根据权利要求1所述的卫星姿态控制与大角动量补偿复用飞轮的构形与控制方法，其特征在于，滚动轴X轴飞轮用于消除在X轴残余的补偿角动量，同时用于姿态控制和消除补偿角动量在X轴上的影响。
5.根据权利要求1所述的卫星姿态控制与大角动量补偿复用飞轮的构形与控制方法，其特征在于，对飞轮输出的角动量包括姿态控制用角动量和补偿用角动量使用同个闭环回路进行控制，控制比例系数滚动轴X轴、俯仰轴Y轴为0.1501，偏航轴Z轴比例系数为0.4075，对飞轮控制指令电压输出值进行±10V限幅。
6.根据权利要求1所述的卫星姿态控制与大角动量补偿复用飞轮的构形与控制方法，其特征在于，所述步骤2中Z轴两台50Nms角动量的飞轮安装矩阵为：
式中：α＝10°为飞轮安装角，单台飞轮在X轴上最大可产生为50*sin10°＝8.68Nms角动量，Z轴上最大可产生为50*cos10°＝49.24Nms角动量。
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