CN114750983A - 一种卫星执行机构构型的控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及航空航天技术领域，具体涉及一种卫星执行机构构型的控制方法；包括以下步骤：步骤一：对卫星本体进行飞轮异构配置；步骤二：对不同使用模式下的控制力矩进行计算；步骤三：根据不同飞轮使用模式对计算出的控制力矩进行指令分配；本发明专利所涉及的一种兼顾机动快速性和卫星长寿命的卫星执行机构构型和使用策略，除了可以使用主份飞轮实现常规姿态机动和稳定外，一方面能够在主份飞轮和异构大力矩共同使用时实现卫星快速机动，另一方面能够在主份飞轮和异构飞轮交替融合使用时避免主份飞轮加减速，降低飞轮使用率，从而提高卫星使用寿命。
Description
技术领域
本发明涉及航空航天技术领域，具体涉及一种卫星执行机构构型的控制方法。
背景技术
随着航天技术的发展以及商业航天市场竞争日益激烈，行业内对卫星高敏捷带来的成像效率和高稳定度带来的成像质量要求越来越高，同时需要卫星能够在轨具备高可靠性以及长寿命，从而实现效益最大化。
常规的使用反作用飞轮进行姿态机动和稳定的控制策略可以实现卫星的高稳定度但是很难实现卫星高敏捷性机动，近些年发展起来的以控制力矩陀螺CMG和变速控制力矩陀螺VSCMG为代表的控制方案虽然能够兼顾卫星机动敏捷性和姿态高稳定性，但是算法复杂，执行机构操作难度大，技术的可靠性较差，整体技术方案尚不成熟；另外无论是反作用飞轮控制还是控制力矩陀螺控制，都涉及到转动机构在卫星机动过程中的频繁加减速，而频繁的加减速会对执行机构轴承造成损伤从而降低执行机构的控制精度，降低卫星姿态的控制稳定度，更严重会降低整星寿命。
发明内容
因此，本发明要解决的技术问题在于克服现有技术中的执行机构的控制精度低，卫星姿态的控制稳定度差，整星寿命短的缺陷，从而提供一种卫星执行机构构型的控制方法。
一种卫星执行机构构型的控制方法，包括以下步骤：
步骤一：对卫星本体进行飞轮异构配置；
步骤二：对不同使用模式下的控制力矩进行计算；
步骤三：根据不同飞轮使用模式对计算出的控制力矩进行指令分配；
进一步，所述步骤一中，在卫星平台XYZ三个轴向各配置一台用于卫星常规机动和姿态稳定的高转速控制精度飞轮，分别记作Cx、Cy和Cz，所述Cx、Cy和Cz作为卫星平台的主份飞轮。
进一步，所述步骤一中还包括在S轴向配置一台同型号飞轮并记作Es；在XY轴向额外各配置一台大力矩飞轮，记作Ex、Ey，所述Ex、Ey称为异构飞轮。
进一步，所述步骤二具体包括：
步骤二一：判断地面是否上注使用异构飞轮；如果确认使用异构飞轮，则进入步骤二二；如果确认不使用异构飞轮，则单独使用主份飞轮进行任务机动和姿态稳定，将常规机动控制参数幅值给PID参数，直接进入步骤二三；
步骤二二：在确认使用异构飞轮的基础上，判断地面是否上注飞轮融合使用；如果地面上注不允许飞轮融合使用，则在机动过程主份飞轮和异构XY同时使用，在卫星姿态稳定后则再单独使用主份飞轮进行姿态稳定，此时将快速机动控制参数幅值给PID参数；如果地面上注允许飞轮融合使用，则主份飞轮和异构XY交替融合使用，在卫星机动过程使用异构飞轮在稳定过程使用主份反作用飞轮，此时将常规机动控制参数幅值给PID参数；
步骤二三，在完成所述步骤二一和所述步骤二二的飞轮使用方式判别和控制器参数更新后，根据当前姿态偏差和PID控制器参数计算卫星姿态控制力矩。
进一步，所述在步骤三具体包括：
步骤三一：判断地面上注是否使用异构飞轮；如果地面上注不使用异构飞轮，则将所述步骤二中计算的控制力矩全部分配给主份反作用飞轮，异构飞轮不分配控制力矩；如果地面上注使用异构飞轮，则进入步骤三二；
步骤三二：通过偏差四元数标部Qe[0]的大小判断当前机动是否完成；当Qe[0]＞0.9999则认为机动完成，否则机动未完成；如果卫星机动未完成则置异构飞轮力矩分配标志为0xAA，然后进入步骤三三；如果机动完成则置异构飞轮力矩分配标志为0x55，此时将所述步骤二计算的控制力矩全部分配给主份飞轮，异构飞轮不分配控制力矩，然后直接进入步骤三四；
步骤三三：在所述步骤三二中置异构飞轮力矩分配标志为0xAA时，继续判断地面是否上注飞轮融合使用，如果地面允许飞轮融合使用，则将所述步骤二计算的控制力矩全部分配给异构飞轮，主份飞轮不分配力矩，如果地面上注不允许飞轮融合使用，则力矩优先分配给异构飞轮，剩下的力矩再分配给主份飞轮，然后进入步骤三四；
步骤三四：将步骤二所述计算的控制力矩分配给各飞轮后，结合飞轮实际的安装矩阵，将星体系下控制力矩转换到飞轮系下。
本发明除了可以使用主份飞轮实现常规姿态机动和稳定外，一方面能够在主份飞轮和异构大力矩共同使用时实现卫星快速机动，另一方面能够在主份飞轮和异构飞轮交替融合使用时避免主份飞轮加减速，降低飞轮使用率，从而提高卫星使用寿命。
附图说明
为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术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些实施方式，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为本发明所述的飞轮异构配置构型；
图2为本发明所述不同使用模式下的控制力矩进行计算流程图；
图3为根据不同飞轮使用模式对计算出的控制力矩进行指令分配的流程图；
图4为实施例一中的星体真实姿态与期望姿态的偏差角度变化曲线；
图5为实施例一中的星体姿态角速度变化曲线；
图6为实施例一中主份反作用飞轮和异构大力矩飞轮的飞轮转速曲线；
图7为实施例二中的星体真实姿态与期望姿态的偏差角度变化曲线；
图8为实施例二中的星体姿态角速度变化曲线；
图9为实施例二中主份反作用飞轮和异构大力矩飞轮的飞轮转速曲线；
具体实施方式
下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例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。
在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。
一种卫星执行机构构型的控制方法，包括以下步骤：
步骤一：对卫星本体进行飞轮异构配置；
步骤二：对不同使用模式下的控制力矩进行计算；
步骤三：根据不同飞轮使用模式对计算出的控制力矩进行指令分配；
请参阅图1，进一步，所述步骤一中，在卫星平台XYZ三个轴向各配置一台用于卫星常规机动和姿态稳定的高转速控制精度飞轮，分别记作Cx、Cy和Cz，所述Cx、Cy和Cz作为卫星平台的主份飞轮。
进一步，所述步骤一中还包括在S轴向配置一台同型号飞轮并记作Es，用于对三个轴向进行备份；在XY轴向额外各配置一台大力矩飞轮，记作Ex、Ey，所述Ex、Ey称为异构飞轮，Ex和Ey既可以与主份飞轮同时使用实现卫星快速机动、又可以与主份飞轮交替融合使用从而避免主份飞轮频繁加减速，从而提高主份飞轮的可靠性，延长飞轮使用寿命，同时还可以作为主份飞轮的备份，在主份飞轮故障时作为替换飞轮使用。
请参阅图2，进一步，所述步骤二具体包括：
步骤二一：判断地面是否上注使用异构飞轮；如果确认使用异构飞轮“ACS_FWTor_use＝OK”，则进入步骤二二；如果确认不使用异构飞轮“ACS_FWTor_use＝ERROR”，则单独使用主份飞轮进行任务机动和姿态稳定，将常规机动控制参数幅值给PID参数，直接进入步骤二三；
步骤二二：在确认使用异构飞轮的基础上，判断地面是否上注飞轮融合使用Flag_RHuse＝0xAA；如果地面上注不允许飞轮融合使用Flag_RHuse＝0x55，则在机动过程主份飞轮和异构XY同时使用，在卫星姿态稳定后则再单独使用主份飞轮进行姿态稳定，此时将快速机动控制参数幅值给PID参数；如果地面上注允许飞轮融合使用Flag_RHuse＝0xAA，则主份飞轮和异构XY交替融合使用，在卫星机动过程使用异构飞轮在稳定过程使用主份反作用飞轮，此时将常规机动控制参数幅值给PID参数；
步骤二三，在完成所述步骤二一和所述步骤二二的飞轮使用方式判别和控制器参数更新后，根据当前姿态偏差和PID控制器参数计算卫星姿态控制力矩Twheel。
请参阅图3，进一步，所述在步骤三具体包括：
步骤三一：判断地面上注是否使用异构飞轮“ACS_FWTor_use＝OK”；如果地面上注不使用异构飞轮“ACS_FWTor_use＝ERROR”，则将所述步骤二中计算的控制力矩Twheel全部分配给主份反作用飞轮，异构飞轮不分配控制力矩；如果地面上注使用异构飞轮，则进入步骤三二；
步骤三二：通过偏差四元数标部Qe[0]的大小判断当前机动是否完成；当Qe[0]＞0.9999则认为机动完成，否则机动未完成；如果卫星机动未完成则置异构飞轮力矩分配标志Flag_useDF_tor为0xAA，然后进入步骤三三；如果机动完成则置异构飞轮力矩分配标志Flag_useDF_tor为0x55，此时将所述步骤二计算的控制力矩全部分配给主份飞轮，异构飞轮不分配控制力矩，然后直接进入步骤三四；
步骤三三：在所述步骤三二中置异构飞轮力矩分配标志为Flag_useDF_tor＝0xAA时，继续判断地面是否上注飞轮融合使用Flag_RHuse＝0xAA，如果地面允许飞轮融合使用，则将所述步骤二计算的控制力矩Twheel全部分配给异构飞轮，主份飞轮不分配力矩，如果地面上注不允许飞轮融合使用Flag_RHuse＝0x55，则力矩优先分配给异构飞轮，剩下的力矩再分配给主份飞轮，然后进入步骤三四；
步骤三四：将步骤二所述计算的控制力矩Twheel分配给各飞轮后，结合飞轮实际的安装矩阵，将星体系下控制力矩转换到飞轮系下。
实施例一：选择使用主份飞轮进行单独机动和姿态稳定，卫星实现从对日定向三轴稳定姿态向对地定向三轴稳定姿态机动并实现姿态稳定进行成像任务，如图4所示卫星在当前姿态与期望姿态存在较大偏差时在300s后完成姿态稳定，图5为本实施例的卫星机动角速度变化曲线，星体最大机动角速度为0.46°/s，图6为三个主份反作用飞轮和两个异构大力矩飞轮的转速曲线，可见整个过程完全使用主份飞轮而异构飞轮处于0转每分(rpm)转速状态。
实施例二：进行两个任务组合，首先第一个任务使用主份飞轮和XY轴异构飞轮交替融合使用，实现卫星从对日定向三轴稳定姿态向对地定向三轴稳定姿态机动并进行姿态稳定成像任务，在500s第二个任务开始后采用主份飞轮和XY轴异构飞轮同时使用进行快速机动。图7为前后两个任务的控制偏差曲线，图8为前后两个任务的姿态机动角速度曲线，由图可见在、飞轮交替融合使用时卫星最大姿态角速度为0.46°/s，在飞轮同时使用时卫星最大姿态角速度为0.80°/s。图9为前后两个任务机动及稳定过程主份飞轮和异构飞轮转速曲线，由图可见在飞轮交替融合使用时主份飞轮转速基本维持不变，使用异构飞轮进行姿态机动，在姿态稳定后异构飞轮转速维持恒定，继续由主份飞轮进行姿态稳定控制；在500s第二个任务开始后主份飞轮和异构飞轮同时使用进行快速机动时，主份飞轮和异构飞轮同时进行转速变化，为卫星提供更大的力矩和角动量，从而卫星最大机动角速度达到0.8°/s。
显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。
Claims (7)
1.一种卫星执行机构构型的控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一：对卫星本体进行飞轮异构配置；
步骤二：对不同使用模式下的控制力矩进行计算；
步骤三：根据不同飞轮使用模式对计算出的控制力矩进行指令分配。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤一中，在卫星平台XYZ三个轴向各配置一台用于卫星常规机动和姿态稳定的高转速控制精度飞轮，分别记作Cx、Cy和Cz，所述Cx、Cy和Cz作为卫星平台的主份飞轮。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述步骤一中还包括在S轴向配置一台同型号飞轮并记作Es；在XY轴向额外各配置一台大力矩飞轮，记作Ex、Ey，所述Ex、Ey称为异构飞轮。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤二具体包括：
步骤二一：判断地面是否上注使用异构飞轮；如果确认使用异构飞轮，则进入步骤二二；如果确认不使用异构飞轮，则单独使用主份飞轮进行任务机动和姿态稳定，将常规机动控制参数幅值给PID参数，直接进入步骤二三；
步骤二二：在确认使用异构飞轮的基础上，判断地面是否上注飞轮融合使用；如果地面上注不允许飞轮融合使用，则在机动过程主份飞轮和异构XY同时使用，在卫星姿态稳定后则再单独使用主份飞轮进行姿态稳定，此时将快速机动控制参数幅值给PID参数；如果地面上注允许飞轮融合使用，则主份飞轮和异构XY交替融合使用，在卫星机动过程使用异构飞轮在稳定过程使用主份反作用飞轮，此时将常规机动控制参数幅值给PID参数；
步骤二三，在完成所述步骤二一和所述步骤二二的飞轮使用方式判别和控制器参数更新后，根据当前姿态偏差和PID控制器参数计算卫星姿态控制力矩。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述在步骤三具体包括：
步骤三一：判断地面上注是否使用异构飞轮；如果地面上注不使用异构飞轮，则将所述步骤二中计算的控制力矩全部分配给主份反作用飞轮，异构飞轮不分配控制力矩；如果地面上注使用异构飞轮，则进入步骤三二；
步骤三二：通过偏差四元数标部Qe[0]的大小判断当前机动是否完成；当Qe[0]＞0.9999则认为机动完成，否则机动未完成；如果卫星机动未完成则置异构飞轮力矩分配标志为0xAA，然后进入步骤三三；如果机动完成则置异构飞轮力矩分配标志为0x55，此时将所述步骤二计算的控制力矩全部分配给主份飞轮，异构飞轮不分配控制力矩，然后直接进入步骤三四；
步骤三三：在所述步骤三二中置异构飞轮力矩分配标志为0xAA时，继续判断地面是否上注飞轮融合使用，如果地面允许飞轮融合使用，则将所述步骤二计算的控制力矩全部分配给异构飞轮，主份飞轮不分配力矩，如果地面上注不允许飞轮融合使用，则力矩优先分配给异构飞轮，剩下的力矩再分配给主份飞轮，然后进入步骤三四；
步骤三四：将步骤二所述计算的控制力矩分配给各飞轮后，结合飞轮实际的安装矩阵，将星体系下控制力矩转换到飞轮系下。
6.一种电子设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现权利要求1-5任一项所述方法的步骤。
7.一种计算机可读存储介质，用于存储计算机指令，其特征在于，所述计算机指令被处理器执行时实现权利要求1-5任一项所述方法的步骤。
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| 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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