CN112550767B - 一种卫星偏航导引下的飞轮组动量管理方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种卫星偏航导引下的飞轮组动量管理方法，所述方法包含：S1、基于实时测量的每个飞轮的转速，计算得到飞轮组角动量；S2、将所述飞轮组角动量投影到卫星本体坐标系下，得到卫星本体坐标系下的三轴飞轮组角动量；S3、基于卫星本体坐标系到卫星轨道坐标系的转化矩阵，将卫星本体坐标系下的三轴飞轮组角动量投影到卫星轨道坐标系下，得到卫星轨道坐标系下的三轴飞轮组角动量；S4、根据预设的卸载动量阈值，判断卫星轨道坐标系下哪个轴的飞轮组角动量需要卸载，将卫星轨道坐标系下该轴的飞轮组角动量投影到卫星本体坐标系，并通过推进系统进行卸载。本发明通过管理飞轮组角动量，保证卫星姿态的精度及稳定度。
Description
技术领域
本发明涉及中轨倾斜轨道卫星姿态控制领域，特别涉及卫星偏航导引下的飞轮组动量管理方法。
背景技术
随着航天业的飞速发展，通过中轨道卫星星座进行全球覆盖通讯的技术越来越成熟，为了实现对卫星的高精度姿态控制，必须使用有角动量储存能力的装置为执行机构，典型执行机构就是飞轮组，可以为卫星提供连续的精确力矩。因卫星星座中很多卫星均是倾斜轨道，为了保证能源，姿态控制采取时刻导引偏航姿态的技术方案，确保太阳帆板精确对日。中轨道卫星距离地球20000多公里，地球磁场是低轨卫星的几十分之一，因地球磁场很弱，很多卫星不配置磁力矩器，都使用推进系统对飞轮组进行卸载，因此对飞轮组的角动量管理是一项重要任务。
发明内容
本发明的目的是提供一种卫星偏航导引下的飞轮组动量管理方法，在中轨道卫星配置的飞轮在实时进行偏航角度机动的情况下，对卫星配置的飞轮组进行动量卸载，使得飞轮转速处于理想范围，并能够保证飞轮连续输出有效力矩，为卫星的高精度姿态控制提供了有力保障。
为了达到上述目的，本发明提供一种卫星偏航导引下的飞轮组动量管理方法，卫星配置的飞轮组包含n台飞轮，所述n台飞轮分别为第一至第n飞轮，所述方法包含：
S1、基于实时测量的每个飞轮的转速，计算得到飞轮组角动量；
S2、将所述飞轮组角动量投影到卫星本体坐标系下，得到卫星本体坐标系下的三轴飞轮组角动量；
S3、基于卫星本体坐标系到卫星轨道坐标系的转化矩阵，将卫星本体坐标系下的三轴飞轮组角动量投影到卫星轨道坐标系下，得到卫星轨道坐标系下的三轴飞轮组角动量；
S4、根据预设的卸载动量阈值，判断卫星轨道坐标系下哪个轴的飞轮组角动量需要卸载，将卫星轨道坐标系下该轴的飞轮组角动量投影到卫星本体坐标系，并通过推进系统进行卸载。
优选的，步骤S2包含：
S21、计算第i飞轮的角动量Hi，Hi＝J×ωi，i∈[1,n]；其中J为飞轮转动惯量，ωi为第i飞轮的转速；得到飞轮组角动量H＝[H1,…,Hn]；
S22、计算飞轮组在卫星本体坐标系的安装矩阵Ds；
S23、计算飞轮组在卫星本体坐标系下的三轴角动量Hbx、Hby、Hbz：
其中Hbx、Hby、Hbz分别为飞轮组在卫星本体坐标系的Xb、Yb、Zb轴方向的角动量，且[Hbx,Hby,Hbz]＝Ds×H。
优选的，所述安装矩阵为：
Ds＝[cosd(α1),…,cosd(αn)；cosd(β1),…,cosd(βn)；cosd(γ1),…,cosd(γn)]；
其中αi、βi、γi分别为第i飞轮与卫星本体坐标系的+Xb、+Yb、+Zb轴的夹角；i∈[1,n]。
所述步骤S3包含：
S31、基于测量姿态敏感器获取到卫星本体坐标系到卫星轨道坐标系旋转的滚动角度φ，俯仰角度θ，偏航角度ψ；
S32、计算卫星本体坐标系到卫星轨道坐标系的转化矩阵Aob＝[cos(ψ),sin(ψ)，0；-sin(ψ),cos(ψ),0；0,0,1]；
S33、计算飞轮组在卫星轨道坐标系下的三轴飞轮角动量：
Hox＝Aob×Hbx；Hoy＝Aob×Hby；Hoz＝Aob×Hbz；
其中Hox、Hoy、Hoz分别为飞轮组在卫星轨道坐标系的x、y、z轴方向的飞轮角动量。
优选的，步骤S4包含：
S41、设定卫星轨道坐标系下的卸载动量阈值为Hyz；
S42、若|Hox|≥Hyz，则飞轮组在轨道坐标系下x轴方向的角动量需要卸载，将Hox投影到卫星本体坐标系，得到在卫星本体坐标系下需要卸载的角动量
为Aob的逆矩阵，通过与卫星固定连接的推进系统卸载Hbxzx；
若|Hoy|≥Hyz，则飞轮组在轨道坐标系下y轴方向的角动量需要卸载，将Hoy投影到卫星本体坐标系，得到在卫星本体坐标系下需要卸载的角动量
通过与卫星固定连接的推进系统进行卸载Hbxzy；
若|Hoz|≥Hyz，则飞轮组在轨道坐标系下z轴方向的角动量需要卸载，将Hoz投影到卫星本体坐标系，得到在卫星本体坐标系下需要卸载的角动量
通过与卫星固定连接的推进系统进行卸载Hbxzz。
优选的，所述n台飞轮中包含m台未开机的飞轮，所述未开机的飞轮的角动量为0。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：
本发明的卫星偏航导引下的飞轮组动量管理方法，把飞轮组的角动量转化到卫星轨道坐标系，使得三轴飞轮动量变化规律清楚明显，可以明确判断出需要卸载的动量，因此可以有效的管理卫星配置的飞轮组的角动量，不仅节省了卫星燃料，为三轴高精度的控制提供了有力的保障。
附图说明
为了更清楚地说明本发明技术方案，下面将对描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一个实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图：
图1为飞轮组在卫星本体坐标系的安装图；
图2一个轨道运行周期内偏航需要导引的角度；
图3为本发明的飞轮组动量管理方法流程图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
在中轨道上运行的卫星，若本体坐标系下偏航方向需要时刻机动时，卫星本体坐标系下三轴方向的飞轮角动量随着偏航机动角度和轨道系的运动耦合的非常强烈，飞轮转速规律不确定，因外干扰力矩的积累作用，飞轮转速随着时间会越来越高，使用现有的技术进行卸载达不到预期的效果，因此设计新的飞轮组角动量管理方法是一项必不可少的任务。
本发明提供一种卫星偏航导引下的飞轮组动量管理方法，卫星配置的飞轮组包含n台飞轮，所述n台飞轮分别为第一至第n飞轮，所述n台飞轮中包含m台未开机的飞轮，所述未开机的飞轮的角动量为0。如图3所示，所述卫星偏航导引下的飞轮组动量管理方法包含步骤：
S1、基于实时测量的每个飞轮的转速，计算得到飞轮组角动量；
S2、将所述飞轮组角动量投影到卫星本体坐标系下，得到卫星本体坐标系下的三轴飞轮组角动量；
步骤S2包含：
S21、计算第i飞轮的角动量Hi，Hi＝J×ωi，i∈[1,n]；其中J为飞轮转动惯量，ωi为第i飞轮的转速；得到飞轮组角动量H＝[H1,…,Hn]；
S22、计算飞轮组在卫星本体坐标系的安装矩阵Ds；
S23、计算飞轮组在卫星本体坐标系下的三轴角动量Hbx、Hby、Hbz：
其中Hbx、Hby、Hbz分别为飞轮组在卫星本体坐标系的Xb、Yb、Zb轴方向的角动量，且[Hbx,Hby,Hbz]＝Ds×H。
所述安装矩阵Ds为：
Ds＝[cosd(α1),…,cosd(αn)；cosd(β1),…,cosd(βn)；cosd(γ1),…,cosd(γn)]；
其中αi、βi、γi分别为第i飞轮与卫星本体坐标系的+Xb、+Yb、+Zb轴的夹角；i∈[1,n]。
S3、基于卫星本体坐标系到卫星轨道坐标系的转化矩阵，将卫星本体坐标系下的三轴飞轮组角动量投影到卫星轨道坐标系下，得到卫星轨道坐标系下的三轴飞轮组角动量；
所述步骤S3包含：
S31、基于测量姿态敏感器获取到卫星本体坐标系到卫星轨道坐标系旋转的滚动角度φ，俯仰角度θ，偏航角度ψ；
S32、计算卫星本体坐标系到卫星轨道坐标系的转化矩阵Aob＝[cos(ψ),sin(ψ)，0；-sin(ψ),cos(ψ),0；0,0,1]；
如图2所示，因卫星处于偏航实时机动的状态，φ、θ角度可近似按照0度处理，仅用偏航实时导引角度ψ求出卫星本体坐标系到卫星轨道坐标系的转化矩阵Aob。
S33、计算飞轮组在卫星轨道坐标系下的三轴飞轮角动量：
Hox＝Aob×Hbx；Hoy＝Aob×Hby；Hoz＝Aob×Hbz；
其中Hox、Hoy、Hoz分别为飞轮组在卫星轨道坐标系的x、y、z轴方向的飞轮角动量。
S4、根据预设的卸载动量阈值，判断卫星轨道坐标系下哪个轴的飞轮组角动量需要卸载，将卫星轨道坐标系下该轴的飞轮组角动量投影到卫星本体坐标系，并通过推进系统进行卸载。
步骤S4包含：
S41、设定卫星轨道坐标系下的卸载动量阈值为Hyz；
S42、若|Hox|≥Hyz，则飞轮组在轨道坐标系下x轴方向的角动量需要卸载，将Hox投影到卫星本体坐标系，得到在卫星本体坐标系下需要卸载的角动量
为Aob的逆矩阵，通过与卫星固定连接的推进系统卸载Hbxzx；
若|Hoy|≥Hyz，则飞轮组在轨道坐标系下y轴方向的角动量需要卸载，将Hoy投影到卫星本体坐标系，得到在卫星本体坐标系下需要卸载的角动量
通过与卫星固定连接的推进系统进行卸载Hbxzy；
若|Hoz|≥Hyz，则飞轮组在轨道坐标系下z轴方向的角动量需要卸载，将Hoz投影到卫星本体坐标系，得到在卫星本体坐标系下需要卸载的角动量
通过与卫星固定连接的推进系统进行卸载Hbxzz。
实施例一
某中轨卫星，轨道高度为20182公里，卫星配置了4台15Nms的反作用飞轮，卫星偏航轴在一个轨道周期内偏航姿态需要机动的范围为5度到175度变化，需实现当前飞轮组下的角动量管理。
①获取所有飞轮转速的实测值
某卫星配置了共4台同一型号的飞轮(分别为第一飞轮至第四飞轮)，如图1所示，A位置处为第一飞轮，其布局在卫星本体坐标系下+Xb方向；B位置处为第二飞轮，去布局在卫星本体坐标系下+Yb方向；C位置处为第三飞轮，其布局在卫星本体坐标系下+Zb方向；D位置处为第四飞轮，其通过支架布局在与在卫星本体坐标系三个轴+Xb、+Yb、+Zb夹角均为54.44°的位置。若飞轮组中工作的飞轮为第一飞轮至第三飞轮，第四飞轮关机，假设当前时刻星载软件读取工作中的第一至第三飞轮的转速分别为ω1＝200弧度/秒、ω2＝-220弧度/秒、ω3＝250弧度/秒；未开机的第四飞轮的转速为0。
②计算卫星本体坐标系下的三轴飞轮角动量
若每台飞轮的转动惯量J为0.0465千克米方，则第一飞轮的角动量为H1＝J×ω1＝0.0465×200＝9.3(角动量单位为牛米秒)，当前飞轮组的角动量H＝[9.3；-10.23；11.62；0]。如附图1所示，飞轮组与卫星本体坐标系的安装矩阵Ds为[1,0,0,cosd(54.44°)；0,1,0,cosd(54.44°)；0,0,1,cosd(54.44°)]。可计算出卫星本体坐标系下的三轴飞轮角动量[Hbx,Hby,Hbz]＝Ds×H＝[9.3；-10.23；11.62]。
③计算卫星轨道坐标系下的三轴飞轮角动量
星载软件从测量姿态敏感器上获取到从卫星本体坐标系到卫星轨道坐标系旋转的滚动角度φ，俯仰角度θ，偏航角度ψ，如附图2所示，当前时刻[φ；θ；ψ]＝[0°；0°；100°]，则当前时刻的卫星本体坐标系到卫星轨道坐标系的转化矩阵：
Aob＝[-0.1736,0.9848,0；-0.9848,-0.1736,0；0，0，1]。因此卫星轨道坐标系下的三轴飞轮角动量[Hox,Hoy,Hoz]＝Aob×[Hbx,Hby,Hbz]＝[-11.68；-7.38；11.62]。
④.确定需要卸载的轨道坐标系下角动量轴
设定卫星轨道坐标系下三轴飞轮卸载阈值为Hyz为10牛米秒，分别判断x,y,z方向是否需要卸载，按照上面计算的轨道坐标系下的三轴飞轮角动量Hox,Hoy,Hoz可以确定x/z轴方向的角动量需要卸载。
⑤.推进系统卸载飞轮组角动量
卸载飞轮组合动量需要卫星自带的推进系统，因其与卫星固定连接，所以还需要把卸载的角动量再次转化到卫星本体坐标系。卫星轨道坐标系到卫星本体坐标系的转化矩阵
可以计算出推进系统需要卸载的卫星本体坐标系下三个方向的动量为
推进系统和卫星本体坐标系固连，只能卸载卫星本体坐标系的飞轮角动量，此时需要卸载的卫星本体坐标系下Xb轴方向动量为2.02牛米秒、Yb轴方向动量为-11.5牛米秒、Zb轴方向动量为11.62牛米秒。通过卸载，飞轮转速又回到了零转速附近。
以上所述，仅为本发明的具体实施方式，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，可轻易想到各种等效的修改或替换，这些修改或替换都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以权利要求的保护范围为准。
Claims (6)
1.一种卫星偏航导引下的飞轮组动量管理方法，卫星配置的飞轮组包含n台飞轮，所述n台飞轮分别为第一至第n飞轮，其特征在于，所述方法包含：
S1、基于实时测量的每个飞轮的转速，计算得到飞轮组角动量；
S2、将所述飞轮组角动量投影到卫星本体坐标系下，得到卫星本体坐标系下的三轴飞轮组角动量；
S3、基于卫星本体坐标系到卫星轨道坐标系的转化矩阵，将卫星本体坐标系下的三轴飞轮组角动量投影到卫星轨道坐标系下，得到卫星轨道坐标系下的三轴飞轮组角动量；
S4、根据预设的卸载动量阈值，判断卫星轨道坐标系下哪个轴的飞轮组角动量需要卸载，将卫星轨道坐标系下该轴的飞轮组角动量投影到卫星本体坐标系，并通过推进系统进行卸载。
2.如权利要求1所述的卫星偏航导引下的飞轮组动量管理方法，其特征在于，步骤S2包含：
S21、计算第i飞轮的角动量Hi，Hi＝J×ωi，i∈[1,n]；其中J为飞轮转动惯量，ωi为第i飞轮的转速；得到飞轮组角动量H＝[H1,…,Hn]；
S22、计算飞轮组在卫星本体坐标系的安装矩阵Ds；
S23、计算飞轮组在卫星本体坐标系下的三轴角动量Hbx、Hby、Hbz：
其中Hbx、Hby、Hbz分别为飞轮组在卫星本体坐标系的Xb、Yb、Zb轴方向的角动量，且[Hbx,Hby,Hbz]＝Ds×H。
3.如权利要求2所述的卫星偏航导引下的飞轮组动量管理方法，其特征在于，所述安装矩阵为：
Ds＝[cosd(α1),…,cosd(αi),…,cosd(αn)；cosd(β1),…,cosd(βi),…,cosd(βn)；cosd(γ1),…,cosd(γi),…,cosd(γn)]；
其中αi、βi、γi分别为第i飞轮与卫星本体坐标系的+Xb、+Yb、+Zb轴的夹角；i∈[1,n]。
4.如权利要求1所述的卫星偏航导引下的飞轮组动量管理方法，其特征在于，所述步骤S3包含：
S31、基于测量姿态敏感器获取到卫星本体坐标系到卫星轨道坐标系旋转的滚动角度φ，俯仰角度θ，偏航角度ψ；
S32、计算卫星本体坐标系到卫星轨道坐标系的转化矩阵Aob＝[cos(ψ),sin(ψ)，0；-sin(ψ),cos(ψ),0；0,0,1]；
S33、计算飞轮组在卫星轨道坐标系下的三轴飞轮角动量：
Hox＝Aob×Hbx；Hoy＝Aob×Hby；Hoz＝Aob×Hbz；
其中Hox、Hoy、Hoz分别为飞轮组在卫星轨道坐标系的x、y、z轴方向的飞轮角动量。
5.如权利要求4所述的卫星偏航导引下的飞轮组动量管理方法，其特征在于，步骤S4包含：
S41、设定卫星轨道坐标系下的卸载动量阈值为Hyz；
S42、若|Hox|≥Hyz，则飞轮组在轨道坐标系下x轴方向的角动量需要卸载，将Hox投影到卫星本体坐标系，得到在卫星本体坐标系下需要卸载的角动量
为Aob的逆矩阵，通过与卫星固定连接的推进系统卸载Hbxzx；
若|Hoy|≥Hyz，则飞轮组在轨道坐标系下y轴方向的角动量需要卸载，将Hoy投影到卫星本体坐标系，得到在卫星本体坐标系下需要卸载的角动量
通过与卫星固定连接的推进系统进行卸载Hbxzy；
若|Hoz|≥Hyz，则飞轮组在轨道坐标系下z轴方向的角动量需要卸载，将Hoz投影到卫星本体坐标系，得到在卫星本体坐标系下需要卸载的角动量
通过与卫星固定连接的推进系统进行卸载Hbxzz。
6.如权利要求1所述的卫星偏航导引下的飞轮组动量管理方法，其特征在于，所述n台飞轮中包含m台未开机的飞轮，所述未开机的飞轮的角动量为0。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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