CN110697086B - 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 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种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，地面测控站远程控制卫星使用推力器控制姿态；根据CMG内转子转速指令，得到CMG内转子转速对应的角动量；根据CMG外框位置、有效的两台飞轮的转速指令，设置磁卸载目标角动量；根据指令力矩、CMG框架角位置、框架转速、系统控制周期，有效的两台飞轮的角动量控制指令等，计算更改的角动量控制指令，解算CMG框架角：允许单台CMG控制，选择单台CMG接入，有效的两台飞轮接入，使用飞轮控制卫星姿态。对采用飞轮和控制力矩陀螺为姿控主执行机构的卫星，本发明可以在星上只有一台控制力矩陀螺和两台反作用飞轮有效的情况下，实现姿态稳定控制。

Description

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

技术领域

本发明属于卫星姿态控制技术，涉及“飞轮+控制力矩陀螺”组合执行机构卫星姿态控制的技术，特别涉及一种通过单台控制力矩陀螺与两台飞轮实现卫星三轴稳定控制的方法。

背景技术

操纵律表示控制力矩指令的分配或解算方式。反作用飞轮由于力矩输出是由角动量大小变化产生，其操纵方式比较简单。对于控制力矩陀螺，其操纵律需要根据不同的需求进行操纵律设计。

由于控制力矩陀螺通过改变角动量输出方向实现，当星上只有一台控制力矩陀螺正常工作的情况下，控制力矩陀螺输出X向力矩的同时，会在Z向也产生力矩，并且这两个方向产生的力矩比例和当前所处的框架角位置有关，这样无法准确地输出需要的指令力矩。

发明内容

本发明提供一种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，在多台执行机构失效的情况下实现有效的系统控制。

本发明的一个技术方案是提供一种通过单台控制力矩陀螺和两台飞轮实现卫星三轴稳定控制的方法，适用于一台控制力矩陀螺有效，并且Z向飞轮失效，X向飞轮、Y向飞轮有效的工况；所述方法包含以下过程：

步骤一，地面测控站远程控制卫星使用推力器控制姿态；

步骤二，根据CMG内转子转速指令，得到CMG内转子转速对应的角动量h；根据CMG外框位置δ₀、X向飞轮转速指令w_xb、Y向飞轮转速指令w_yb，发送磁卸载目标角动量指令H0＝[0 H_{0_yaR} H_{0_zaR}]；

步骤三，计算更改的角动量控制指令，解算CMG框架角：

H_cx(k)＝H_cx(k-1)+T_s×[T_bcx(k)+T_bcz(k)/tanδ_cmg]

H_cy(k)＝H_cy(k-1)+T_s×T_bcy(k)

其中T_bc＝[T_bcx T_bcy T_bcz]^T为指令力矩；δ_cmg为对应CMG框架角位置，

为框架转速；T_s为系统控制周期，H_cx(k)、H_cy(k)分别为X向飞轮、Y向飞轮角动量控制指令；

步骤四，地面测控站给卫星发送指令以允许单台CMG控制，选择单台 CMG接入，Z向飞轮不接入，X向、Y向飞轮接入，使用飞轮控制卫星姿态。

其中，步骤二的磁卸载目标角动量指令H0＝[0 H_{0_yaR} H_{0_zaR}]中，

H_{0_zaR}根据星上重力梯度力矩和轨道陀螺力矩确定，其大小与对地飞行坐标系的惯量积Iyz成正比；

与w_xb和w_yb对应的角动量分别为H_{rw_xb}、H_{rw_yb}，对地飞行坐标系定义为aR系，是卫星本体b系绕O_bX_b轴旋转θ角后形成的坐标系；

通过以下参数的计算：

CMG角动量在Zb轴分量为H_{cmg_zb}＝-hcos(δ₀)；

CMG角动量在Xb轴分量为H_{cmg_xb}＝-hsin(δ₀)；

CMG角动量在ZaR轴分量为H_{cmg_za}＝-H_{cmg_zb}cos(θ)；

CMG角动量在YaR轴分量为H_{cmg_ya}＝-H_{cmg_zb}sin(θ)；

Y向飞轮角动量为H_{rw_yb}＝(H_{cmg_za}-H_{0_zaR})/sin(θ)；

X向飞轮角动量为H_{rw_xb}＝-H_{cmg_xb}；

得到YaR向卸载目标角动量H_{0_yaR}＝H_{cmg_ya}+H_{rw_yb} cos(θ)。

本发明的另一个技术方案是提供一种通过单台控制力矩陀螺和两台飞轮实现卫星三轴稳定控制的方法，适用于一台控制力矩陀螺有效，并且X向飞轮失效，Z向飞轮、Y向飞轮有效的工况；所述方法包含以下过程：

步骤一，地面测控站远程控制卫星使用推力器控制姿态；

步骤二，根据CMG内转子转速指令，得到CMG内转子转速对应的角动量h；根据CMG外框位置0°，Y向飞轮转速指令w_yb，Z向飞轮转速指令w_zb，发送磁卸载目标角动量指令H0＝[0 H_{0_yaR} H_{0_zaR}]；

步骤三，计算更改的角动量控制指令，解算CMG框架角：

H_cy(k)＝H_cy(k-1)+T_s×T_bcy(k)

H_cz(k)＝H_cz(k-1)+T_s×[T_bcz(k)+flag_cmg×T_bcx(k)tanδ_cmg]

其中T_bc＝[T_bcx T_bcy T_bcz]^T为指令力矩；δ_cmg为对应CMG框架角位置，

为框架转速；T_s为系统控制周期，H_cy(k)、H_cz(k)分别为Y向飞轮、Z向飞轮角动量控制指令；

步骤四，地面测控站给卫星发送指令以允许单台CMG控制，选择单台 CMG接入，X向飞轮不接入，Z向、Y向飞轮接入，使用飞轮控制卫星姿态。

其中，步骤二的磁卸载目标角动量指令H0＝[0 H_{0_yaR} H_{0_zaR}]中，

H_{0_zaR}根据星上重力梯度力矩和轨道陀螺力矩确定，其大小与对坐标系的惯量积Iyz成正比；

对地飞行坐标系定义为aR系，是卫星本体b系绕O_bX_b轴旋转θ角后形成的坐标系；

与w_xb和w_yb对应的角动量分别为H_{rw_xb}、H_{rw_yb}，且H_{rw_xb}、H_{rw_yb}的选取满足等式：(H_{rw_xb}-h)cos(θ)-H_{rw_yb} sin(θ)＝H_{0_zaR}；

得到YaR向卸载目标角动量为H_{0_yaR}＝(H_{rw_xb}-h)sin(θ)+H_{rw_yb} cos(θ)。

本发明的方法，在星上只有一台控制力矩陀螺和两台反作用飞轮有效情况下，可以实现姿态稳定控制，解决背景技术存在的问题。

附图说明

图1为工况一有效执行机构简图。

图2为工况二有效执行机构简图。

图3为控制力矩陀螺相对卫星本体的安装示意图。

具体实施方式

本发明针对采用飞轮和控制力矩陀螺(简称“CMG”)为姿控主执行机构的卫星，提出了一种在多台执行机构失效情况下的系统控制方法；在星上只有一台控制力矩陀螺和两台反作用飞轮有效情况下，本发明可以实现姿态稳定控制。

针对图1、图2所示的有效执行机构配置卫星，提出以下的控制方法。图3为控制力矩陀螺相对卫星本体的安装示意图，O_GX_GY_GZ_G的定义如下：原点为控制力矩陀螺的几何中心，Z_G轴为框架角为0°时内转子角动量输出方向，Y_G轴为外框正转方向，X_G轴按右手法则确定。

工况一，如图1所示，剩余一台CMG有效，并且Z向飞轮失效，X向飞轮、Y向飞轮有效。该工况下的控制方法，包含以下过程：

步骤一，地面测控站远程控制卫星使用推力器控制姿态。

步骤二，地面测控站给卫星发送CMG内转子转速指令(令其角动量为 h)，发送CMG外框位置δ₀，发送X飞轮w_xb转速指令，Y飞轮w_yb转速指令，发送磁卸载目标角动量指令H0＝[0 H_{0_yaR} H_{0_zaR}]。

其中，H_{0_zaR}根据星上重力梯度力矩和轨道陀螺力矩确定，其大小与对地飞行坐标系的惯量积Iyz成正比。

令与w_xb和w_yb对应的角动量分别为H_{rw_xb}、H_{rw_yb}，对地飞行坐标系定义为aR系，卫星本体b系绕O_bX_b轴旋转θ角后形成的坐标系即为aR 系。

其他设置值的计算方法如下：

CMG角动量在Zb轴分量为H_{cmg_zb}＝-h cos(δ₀)；

CMG角动量在Xb轴分量为H_{cmg_xb}＝-h sin(δ₀)；

CMG角动量在ZaR轴分量为H_{cmg_za}＝-H_{cmg_zb} cos(θ)；

CMG角动量在YaR轴分量为H_{cmg_ya}＝-H_{cmg_zb} sin(θ)；

Y向飞轮角动量为H_{rw_yb}＝(H_{cmg_za}-H_{0_zaR})/sin(θ)；

X向飞轮角动量为H_{rw_xb}＝-H_{cmg_xb}；

YaR向卸载目标角动量H_{0_yaR}＝H_{cmg_ya}+H_{rw_yb} cos(θ)。

步骤三，更改角动量控制指令计算以及CMG框架角解算方法

H_cx(k)＝H_cx(k-1)+T_s×[T_bcx(k)+T_bcz(k)/tan δ_cmg]

H_cy(k)＝H_cy(k-1)+T_s×T_bcy(k)

其中T_bc＝[T_bcx T_bcy T_bcz]^T为指令力矩；δ_cmg为对应CMG框架角位置，

为框架转速；T_s为系统控制周期，H_cx(k)、H_cy(k)分别为X向飞轮、Y向飞轮角动量控制指令。

步骤四，地面测控站给卫星发送指令以允许单台CMG控制，选择单台 CMG接入，Z向飞轮不接入，X向、Y向飞轮接入，使用飞轮控制卫星姿态。

工况二，如图2所示，剩余一台CMG有效，并且X向飞轮失效，Y向飞轮、Z向飞轮有效。该工况下的控制方法，包含以下过程：

步骤一，地面测控站远程控制卫星使用推力器控制姿态。

步骤二，地面测控站给卫星发送CMG内转子转速指令(令其角动量为 h)，发送CMG外框位置0°，发送Y飞轮w_yb转速指令，Z飞轮w_zb转速指令，发送磁卸载目标角动量指令H0＝[0 H_{0_yaR} H_{0_zaR}]。

其中，H_{0_zaR}根据星上重力梯度力矩和轨道陀螺力矩确定，其大小与对坐标系的惯量积Iyz成正比。

令与w_xb和w_yb对应的角动量分别为H_{rw_xb}、H_{rw_yb}。H_{rw_xb}、H_{rw_yb}的选取只需要满足以下等式：

(H_{rw_xb}-h)cos(θ)-H_{rw_yb} sin(θ)＝H_{0_zaR}

YaR向卸载目标角动量为

H_{0_yaR}＝(H_{rw_xb}-h)sin(θ)+H_{rw_yb} cos(θ)。

步骤三，更改角动量控制指令计算以及CMG框架角解算方法

H_cy(k)＝H_cy(k-1)+T_s×T_bcy(k)

H_cz(k)＝H_cz(k-1)+T_s×[T_bcz(k)+flag_cmg×T_bcx(k)tanδ_cmg]

其中T_bc＝[T_bcx T_bcy T_bcz]^T为指令力矩；δ_cmg为对应CMG框架角位置，

为框架转速；T_s为系统控制周期，H_cy(k)、H_cz(k)分别为Y向飞轮、Z向飞轮角动量控制指令。

步骤四，地面测控站给卫星发送指令以允许单台CMG控制，选择单台 CMG接入，X向飞轮不接入，Z向、Y向飞轮接入，使用飞轮控制卫星姿态。

以下提供的具体实施案例中，ZaR向磁卸载目标角动量H_{0_zaR}＝-10.5Nms。

当星上剩余一台控制力矩陀螺和两台飞轮有效时，对于1台CMG及X 向飞轮、Y向飞轮有效的工况一，控制策略如下：

步骤一，地面测控站远程控制卫星使用推力器控制姿态。

步骤二，地面测控站给卫星发送CMG内转子转速3000rpm(对应角动量25Nms)指令，发送CMG外框位置30°，发送X飞轮1250rpm，Y向飞轮-1332rpm，发送磁卸载目标角动量指令H0＝[0 -23.15 -10.5]。

步骤三，更改角动量控制指令计算以及CMG框架角解算方法

H_cx(k)＝H_cx(k-1)+T_s×[T_bcx(k)+T_bcz(k)/tan δ_cmg]

H_cy(k)＝H_cy(k-1)+T_s×T_bcy(k)

其中T_bc＝[T_bcx T_bcy T_bcz]^T为指令力矩；δ_cmg为对应CMG框架角位置，

为框架转速；T_s为系统控制周期，H_cx(k)、H_cy(k)分别为X向飞轮、Y向飞轮角动量控制指令。

步骤四，地面测控站给卫星发送指令以允许单台CMG控制，选择单台 CMG接入，Z向飞轮不接入，X向、Y向飞轮接入，使用飞轮控制卫星姿态。

对于1台CMG及Z向飞轮、Y向飞轮有效的工况二，控制策略如下：

步骤一，地面测控站远程控制卫星使用推力器控制姿态。

步骤二，地面测控站给卫星发送CMG内转子转速3000rpm指令，发送CMG外框位置0°，发送Y飞轮-736rpm，Z飞轮736rpm，发送磁卸载目标角动量指令H0＝[0 -16 -10.5]。

步骤三，更改角动量控制指令计算以及CMG框架角解算方法

H_cy(k)＝H_cy(k-1)+T_s×T_bcy(k)

H_cz(k)＝H_cz(k-1)+T_s×[T_bcz(k)+flag_cmg×T_bcx(k)tan δ_cmg]

其中T_bc＝[T_bcx T_bcy T_bcz]^T为指令力矩；δ_cmg为对应CMG框架角位置，

为框架转速；T_s为系统控制周期，H_cy(k)、H_cz(k)分别为Y向飞轮、Z向飞轮角动量控制指令。

步骤四，地面测控站给卫星发送指令以允许单台CMG控制，选择单台 CMG接入，X向飞轮不接入，Z向、Y向飞轮接入，使用飞轮控制卫星姿态。

尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。

Claims (2)

1.一种通过单台控制力矩陀螺和两台飞轮实现卫星三轴稳定控制的方法，其特征在于，一台控制力矩陀螺有效，并且Z向飞轮失效，X向飞轮、Y向飞轮有效的工况下，所述方法包含以下过程：

步骤一，地面测控站远程控制卫星使用推力器控制姿态；

步骤二，根据CMG内转子转速指令，得到CMG内转子转速对应的角动量h；根据CMG外框位置δ₀、X向飞轮转速指令w_xb、Y向飞轮转速指令w_yb，发送磁卸载目标角动量指令H0＝[0H_{0_yaR} H_{0_zaR}]；

步骤三，计算更改的角动量控制指令，解算CMG框架角：

H_cx(k)＝H_cx(k-1)+T_s×[T_bcx(k)+T_bcz(k)/tanδ_cmg]

H_cy(k)＝H_cy(k-1)+T_s×T_bcy(k)

其中T_bc＝[T_bcx T_bcy T_bcz]^T为指令力矩；δ_cmg为对应CMG框架角位置，

为框架转速；T_s为系统控制周期，H_cx(k)、H_cy(k)分别为X向飞轮、Y向飞轮角动量控制指令；

步骤四，地面测控站给卫星发送指令以允许单台CMG控制，选择单台CMG接入，Z向飞轮不接入，X向、Y向飞轮接入，使用飞轮控制卫星姿态。

2.如权利要求1所述通过单台控制力矩陀螺和两台飞轮实现卫星三轴稳定控制的方法，其特征在于，

步骤二的磁卸载目标角动量指令H0＝[0 H_{0_yaR} H_{0_zaR}]中，

H_{0_zaR}根据星上重力梯度力矩和轨道陀螺力矩确定，其大小与对地飞行坐标系的惯量积Iyz成正比；

与w_xb和w_yb对应的角动量分别为H_{rw_xb}、H_{rw_yb}，对地飞行坐标系定义为aR系，是卫星本体b系绕O_bX_b轴旋转θ角后形成的坐标系；

通过以下参数的计算：

CMG角动量在Zb轴分量为H_{cmg_zb}＝-hcos(δ₀)；

CMG角动量在Xb轴分量为H_{cmg_xb}＝-hsin(δ₀)；

CMG角动量在ZaR轴分量为H_{cmg_za}＝-H_{cmg_zb}cos(θ)；

CMG角动量在YaR轴分量为H_{cmg_ya}＝-H_{cmg_zb}sin(θ)；

Y向飞轮角动量为H_{rw_yb}＝(H_{cmg_za}-H_{0_zaR})/sin(θ)；

X向飞轮角动量为H_{rw_xb}＝-H_{cmg_xb}；

得到YaR向卸载目标角动量H_{0_yaR}＝H_{cmg_ya}+H_{rw_yb}cos(θ)。

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