CN112849433A - 一种卫星大惯量转动部件的不平衡幅值与相位的在轨调试方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种卫星大惯量转动部件的不平衡幅值与相位的在轨调试方法,转动部件的不平衡量引起的周期性干扰力矩难以由姿轨控分系统直接补偿，会直接影响卫星姿态稳定度指标，通过地面测量得到的转动部件动静不平衡量，给出动静不平衡产生干扰力矩的幅值和相位的估计值，并得到动量轮控制指令电压。采用动量轮前馈补偿方法，求得前馈指令电压调试参数的估计值，在求得的调试参数估计值的基础上，进行在轨注数微调前馈指令电压调试参数，使得卫星的角速度幅值有明显减小。

Description

一种卫星大惯量转动部件的不平衡幅值与相位的在轨调试 方法

技术领域

本发明涉及卫星姿态控制技术领域，具体涉及一种卫星大惯量转动部件的不平衡幅值与相位的在轨调试方法。

背景技术

某型号卫星装载大惯量转动部件，在轨应用时绕卫星本体Z轴一直处于匀速转动状态，其转动产生的常值角动量部分可以由姿轨控分系统长期补偿，但是转动部件的不平衡量引起的周期性干扰力矩难以由姿轨控分系统直接补偿，会直接影响卫星姿态稳定度指标。

在地面试验过程中，一般会对转动部件的不平衡特性进行单机层面的识别。但是在轨对卫星大惯量转动部件的不平衡量进行补偿难以实现，主要原因如下：

1)在轨真空环境下，转动部件长期处于太阳光直射下，地面试验结果与实际在轨情况可能存在差异，材料的热效应可能导致其质心产生偏移，从而影响其转动特性；

2)单机层面进行的试验仅考虑转动部件自身的特性，一旦单机安装到卫星上，其不平衡特性与安装前会存在差异；

3)转动部件不平衡量引起的周期性干扰力矩的相位特性无法从地面实验结果直接得到；

4)由控制系统对不平衡量进行补偿时，动量轮的真实输出力矩与指令力矩存在一定的相位差。

发明内容

本发明的目的在于提供一种，在卫星在轨飞行阶段，对卫星转动部件的不平衡量引起的周期性干扰力矩进行前馈补偿，对提高含大惯量转动部件卫星的姿态稳定度具有现实意义。

为了达到上述目的，本发明采用的技术方案如下：

一种卫星大惯量转动部件的不平衡幅值与相位的在轨调试方法，包括：

根据卫星转动部件的不平衡模型，得到卫星动静不平衡力矩的表达式，根据地面测量得到的转动部件动静不平衡量，给出动静不平衡产生干扰力矩的幅值和相位的估计值；

根据卫星动量轮控制算法和干扰力矩的幅值和相位的估计值，得到动量轮控制指令电压的表达式；

根据动量轮前馈补偿在轨调试方法，求得前馈指令电压调试参数的估计值；

在求得的调试参数估计值的基础上，进行在轨注数微调前馈指令电压调试参数，使得卫星的角速度幅值有明显减小，以优化卫星姿态稳定度指标。

进一步地，静不平衡量在卫星三轴上产生干扰力矩，具体为：

其中，R为干扰力在卫星三轴的力臂地面测量值；ω为转动部件转速；α为转动部件静不平衡干扰初始相位地面测量值；I₁静不平衡度量地面测量值。

进一步地，动不平衡在滚动轴和俯仰轴上产生干扰力矩，具体为：

其中，β为转动部件动不平衡干扰初始相位地面测量值；I₂为动不平衡度量地面测量值。

进一步地，转动部件不平衡量产生的干扰力矩表达式为：

其中，A_x,A_y,A_z为转动部件不平衡干扰力矩幅值估计值；γ_x,γ_y,γ_z为转动部件不平衡干扰力矩相位估计值。

进一步地，由卫星动量轮控制算法，对卫星三轴控制角动量的表达式用时间t求导，计算出卫星此时的三轴控制力矩M＝[M_cx；M_cy；M_cz]，表达式为：

让T＝M，则卫星动量轮指令转速w_c＝[w_cx,w_cy,w_cz]表达式为

w_cy＝(K_p2·θ+∫A_y·cos(ωt+γ_y)dt)/I_d

w_cz＝(K_p3·ψ+∫A_z·sin(ωt+γ_z)dt)/I_d

则卫星动量轮指令电压为：

U_c＝(w_c-w_t)·K_u

其中，I_d为动量轮转动惯量；K_u为比例系数[k_cx；k_cy；k_cz]；w_t为动量轮测量转速[w_tx；w_ty；w_tz]。

进一步地，计算出指令电压后，加一项前馈电压U_a，表达式为：

U^*＝U_c+U_a

其中，U_a的表达式如下：

U_Xa＝a_x·sin(δ_x+b_x×0.001745)

U_Ya＝a_y·sin(δ_y+b_y×0.001745)

U_Za＝a_z·sin(δ_z+b_z×0.001745)

其中，[a_x,a_y,a_z]为初值为0、量纲为1的调试参数，a∈[0,10]；[b_x,b_y,b_z]为初值为0、量纲为1的调试参数，b∈[0,3600]。

与现有技术相比，本发明至少具有以下优点之一：

根据卫星转动部件的不平衡模型，得到卫星动静不平衡力矩的表达式。并根据地面测量得到的转动部件动静不平衡量，给出动静不平衡产生干扰力矩的幅值和相位的估计值；根据卫星动量轮控制算法和干扰力矩的幅值和相位的估计值，得到动量轮控制指令电压的表达式；根据动量轮前馈补偿方法，求得前馈指令电压调试参数的估计值；在求得的调试参数估计值的基础上，进行在轨注数微调前馈指令电压调试参数，使得卫星的角速度幅值有明显减小，使得卫星姿态稳定度指标进一步优化；本发明根据卫星动力学模型、角动量补偿算法和卫星姿态控制算法模型，再根据在轨姿态测量信息，进行转动部件转动惯量的估计。

附图说明

图1为本发明一实施例中方法流程图。

具体实施方式

以下结合附图1和具体实施方式对本发明作进一步详细说明。根据下面说明，本发明的优点和特征将更清楚。需要说明的是，附图采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施方式的目的。为了使本发明的目的、特征和优点能够更加明显易懂，请参阅附图。须知，本说明书所附图式所绘示的结构、比例、大小等，均仅用以配合说明书所揭示的内容，以供熟悉此技术的人士了解与阅读，并非用以限定本发明实施的限定条件，故不具技术上的实质意义，任何结构的修饰、比例关系的改变或大小的调整，在不影响本发明所能产生的功效及所能达成的目的下，均应仍落在本发明所揭示的技术内容能涵盖的范围内。

需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、在轨调试方法、物品或者现场设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、在轨调试方法、物品或者现场设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、在轨调试方法、物品或者现场设备中还存在另外的相同要素。

请参阅图1所示，本实施例提供的一种卫星大惯量转动部件的不平衡幅值与相位的在轨调试方法，包括：

根据卫星转动部件的不平衡模型，得到卫星动静不平衡力矩的表达式，根据地面测量得到的转动部件动静不平衡量，给出动静不平衡产生干扰力矩的幅值和相位的估计值；

根据卫星动量轮控制算法和干扰力矩的幅值和相位的估计值，得到动量轮控制指令电压的表达式；

根据动量轮前馈补偿在轨调试方法，求得前馈指令电压调试参数的估计值；

在求得的调试参数估计值的基础上，进行在轨注数微调前馈指令电压调试参数，使得卫星的角速度幅值有明显减小，以优化卫星姿态稳定度指标。

本实施例中，静不平衡量在卫星三轴上产生干扰力矩，具体为：

其中，R为干扰力在卫星三轴的力臂地面测量值；ω为转动部件转速；α为转动部件静不平衡干扰初始相位地面测量值；I₁静不平衡度量地面测量值。

本实施例中，动不平衡在滚动轴和俯仰轴上产生干扰力矩，具体为：

其中，β为转动部件动不平衡干扰初始相位地面测量值；I₂为动不平衡度量地面测量值。

本实施例中，转动部件不平衡量产生的干扰力矩表达式为：

其中，A_x,A_y,A_z为转动部件不平衡干扰力矩幅值估计值；γ_x,γ_y,γ_z为转动部件不平衡干扰力矩相位估计值。

本实施例中，由卫星动量轮控制算法，对卫星三轴控制角动量的表达式用时间t求导，计算出卫星此时的三轴控制力矩M＝[M_cx；M_cy；M_cz]，表达式为：

让T＝M，则卫星动量轮指令转速w_c＝[w_cx,w_cy,w_cz]表达式为

w_cy＝(K_p2·θ+∫A_y·cos(ωt+γ_y)dt)/I_d

w_cz＝(K_p3·ψ+∫A_z·sin(ωt+γ_z)dt)/I_d

则卫星动量轮指令电压为：

U_c＝(w_c-w_t)·K_u

其中，I_d为动量轮转动惯量；K_u为比例系数[k_cx；k_cy；k_cz]；w_t为动量轮测量转速[w_tx；w_ty；w_tz]。

本实施例中，计算出指令电压后，加一项前馈电压U_a，表达式为：

U^*＝U_c+U_a

其中，U_a的表达式如下：

U_Xa＝a_x·sin(δ_x+b_x×0.001745)

U_Ya＝a_y·sin(δ_y+b_y×0.001745)

U_Za＝a_z·sin(δ_z+b_z×0.001745)

其中，[a_x,a_y,a_z]为初值为0、量纲为1的调试参数，a∈[0,10]；[b_x,b_y,b_z]为初值为0、量纲为1的调试参数，b∈[0,3600]。

本发明根据卫星动力学模型、角动量补偿算法和卫星姿态控制算法模型，再根据在轨姿态测量信息，进行转动部件转动惯量的估计。

(1)转动部件的不平衡模型

转动部件的不平衡度量分为静不平衡量I₁＝m₁·r与动不平衡量 I₂＝m₂·r·D。静不平衡在卫星三轴产生干扰力矩T₁，动不平衡在滚动和俯仰轴上产生干扰力矩T₂。

(2)卫星动量轮控制算法

卫星通过动量轮对卫星进行三轴姿态控制，根据卫星的姿态角获取卫星在滚动角、俯仰角、偏航角分别对应的控制角动量指令。

R_cz＝K_p3·ψ+∫(K_i3·ψ-omg*hxx)dt

其中，

R_cx,R_cy,R_cz--分别为滚动轴、俯仰轴、偏航轴对应的控制角动量；

θ,ψ--分别为卫星的滚动角、俯仰角和偏航角；

omg--卫星轨道角速度；

hxx,hzz--分别为滚动轴、偏航轴在上一周期计算得到的控制角动量；

K_p1,K_i1--卫星滚动轴控制参数；

K_p2,K_i2--卫星俯仰轴控制参数；

K_p2,K_i2--卫星偏航轴控制参数。

(3)动量轮前馈补偿方法，对卫星进行三轴姿态控制

卫星动量轮控制指令电压输出处理为：

指令电压＝(指令转速-测量转速)*比例系数。

动量轮指令电压前馈方案为：动量轮电压输出值＝原计算的电压指令+动量轮前馈电压。

前馈指令电压计算公式：

V_a＝a·sin(δ+b·0.001745)

其中，

δ--为1553总线接收的载荷探测头部转角；

a，b--为初值为0、量纲为1的调试参数，a∈[0,10]，b∈[0,3600]。

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 (6)

1.一种卫星大惯量转动部件的不平衡幅值与相位的在轨调试方法，其特征在于，包括：

根据卫星转动部件的不平衡模型，得到卫星动静不平衡力矩的表达式，根据地面测量得到的转动部件动静不平衡量，给出动静不平衡产生干扰力矩的幅值和相位的估计值；

根据卫星动量轮控制算法和干扰力矩的幅值和相位的估计值，得到动量轮控制指令电压的表达式；

根据动量轮前馈补偿在轨调试方法，求得前馈指令电压调试参数的估计值；

在求得的调试参数估计值的基础上，进行在轨注数微调前馈指令电压调试参数，使得卫星的角速度幅值有明显减小，以优化卫星姿态稳定度指标。

2.如权利要求1所述的在轨调试方法，其特征在于，静不平衡量在卫星三轴上产生干扰力矩，具体为：

其中，R为干扰力在卫星三轴的力臂地面测量值；ω为转动部件转速；α为转动部件静不平衡干扰初始相位地面测量值；I₁静不平衡度量地面测量值。

3.如权利要求1或2所述的在轨调试方法，其特征在于，动不平衡在滚动轴和俯仰轴上产生干扰力矩，具体为：

其中，β为转动部件动不平衡干扰初始相位地面测量值；I₂为动不平衡度量地面测量值。

4.如权利要求3所述的在轨调试方法，其特征在于，转动部件不平衡量产生的干扰力矩表达式为：

其中，A_x,A_y,A_z为转动部件不平衡干扰力矩幅值估计值；γ_x,γ_y,γ_z为转动部件不平衡干扰力矩相位估计值。

5.如权利要求1或4所述的在轨调试方法，其特征在于，由卫星动量轮控制算法，对卫星三轴控制角动量的表达式用时间t求导，计算出卫星此时的三轴控制力矩M＝[M_cx；M_cy；M_cz]，表达式为：

让T＝M，则卫星动量轮指令转速w_c＝[w_cx,w_cy,w_cz]表达式为

则卫星动量轮指令电压为：

U_c＝(w_c-w_t)·K_u

其中，I_d为动量轮转动惯量；K_u为比例系数[k_cx；k_cy；k_cz]；w_t为动量轮测量转速[w_tx；w_ty；w_tz]。

6.如权利要求1所述的在轨调试方法，其特征在于，计算出指令电压后，加一项前馈电压U_a，表达式为：

U^*＝U_c+U_a

其中，U_a的表达式如下：

U_Xa＝a_x·sin(δ_x+b_x×0.001745)

U_Ya＝a_y·sin(δ_y+b_y×0.001745)

U_Za＝a_z·sin(δ_z+b_z×0.001745)

其中，[a_x,a_y,a_z]为初值为0、量纲为1的调试参数，a∈[0,10]；[b_x,b_y,b_z]为初值为0、量纲为1的调试参数，b∈[0,3600]。

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