CN115817858A - 遥感卫星飞轮组三正交斜装构型的安装方法和设计方法 - Google Patents

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遥感卫星飞轮组三正交斜装构型的安装方法和设计方法涉及航天器姿态控制技术领域，解决了需要提供一种飞轮安装方式以规避卫星成像时的飞轮转速过零问题，安装方法为：卫星上三个飞轮的轴线分别和第一直角坐标系的三个坐标轴重合，第一直角坐标系的x轴和卫星本体坐标系的Xb轴、Yb轴、Zb轴的夹角分别为90°、
Figure DDA0004010046540000011
和
Figure DDA0004010046540000012
第一直角坐标系的y轴和卫星本体坐标系的Xb轴、Yb轴、Zb轴的夹角分别为45°、
Figure DDA0004010046540000013
和
Figure DDA0004010046540000014
第一直角坐标系的z轴和卫星本体坐标系的Xb轴、Yb轴、Zb轴的夹角分别为135°、
Figure DDA0004010046540000015
和
Figure DDA0004010046540000016
本发明可有效规避卫星成像时的飞轮过零问题且易于实现。

Description

遥感卫星飞轮组三正交斜装构型的安装方法和设计方法
技术领域
本发明涉及航天器姿态控制技术领域，具体涉及遥感卫星飞轮组三正交斜装构型的安装方法和设计方法。
背景技术
遥感卫星一般采用飞轮进行姿态稳定，其工作原理为动量矩定理，航天器总的角动量在惯性空间中保持守恒。卫星的姿控系统大部分为“零动量系统”，即不具有陀螺定轴性的三轴稳定系统，其主要目的是用于区别“偏置动量系统”。实际工程中受空间环境干扰力矩以及卸载效率的影响，具有零动量姿控系统的卫星，其总的角动量不可能绝对为“零”，从而影响各个飞轮的转速高低。
飞轮工作在低转速对飞轮寿命和控制性能均有较大影响，尤其是当飞轮转速过零时，一方面由于飞轮转速测量采用霍尔元件，低转速的测速精度较低；另一方面，飞轮轴承过零存在力矩死区，导致严重的非线性，控制系统较难抑制这种复杂的控制特性。因此，一般“零动量系统”需要有专门的角动量管理设计，将飞轮转速管理到适宜的转速段上。
目前，大部分遥感卫星飞轮安装方式均采用“三正交正装”的安装方式，即用于卫星姿态控制的三个正交飞轮均沿卫星本体系的三轴平行安装，“正装”为飞轮垂直于卫星本体系的Xb、Yb或Zb轴，如图1所示。
短期内(一个轨道周期)忽略空间干扰力矩的影响，卫星作为一个理想的保守系统，角动量在惯性空间守恒。如图2所示，当卫星进行对地推扫成像时，本体Yb轴指向轨道面法向，而轨道面法向短期内在惯性空间中的指向是不变的，因此整星角动量
Figure BDA0004010046520000011
在本体Yb轴上的投影
Figure BDA0004010046520000012
基本不变，即Yb轴飞轮转速不变。但是整星角动量投影在本体XbObZb面内的矢量
Figure BDA0004010046520000013
因为轨道角速度将绕着本体Yb轴以
Figure BDA0004010046520000014
的速度旋转，当
Figure BDA0004010046520000015
旋转到与Xb轴重合时，Zb轴飞轮过零，当
Figure BDA0004010046520000016
旋转到与Zb轴重合时，Xb轴飞轮过零，因此在一个轨道周期内，将有4个位置点飞轮过零。当
Figure BDA0004010046520000017
时，Xb轴Zb轴飞轮均过零。
采用这种安装方式的卫星，其角动量管理期望值依赖于卫星在轨道面的实时位置，且对地成像任务时仍存在飞轮转速过零的问题，导致飞轮控制偏差较大，进而影响成像时的姿态稳定度。因此，需要提供一种飞轮安装方式以规避卫星成像时的飞轮转速过零问题。
发明内容
为了解决所述问题，本发明提供遥感卫星飞轮组三正交斜装构型的安装方法和设计方法。
本发明为解决技术问题所采用的技术方案如下：
遥感卫星飞轮组三正交斜装构型的安装方法，其特征在于，卫星上三个飞轮的轴线分别和第一直角坐标系的三个坐标轴重合，第一直角坐标系的x轴和卫星本体坐标系的Xb轴、Yb轴、Zb轴的夹角分别为90°、
Figure BDA0004010046520000021
和
Figure BDA0004010046520000022
第一直角坐标系的y轴和卫星本体坐标系的Xb轴、Yb轴、Zb轴的夹角分别为45°、
Figure BDA0004010046520000023
和
Figure BDA0004010046520000024
第一直角坐标系的z轴和卫星本体坐标系的Xb轴、Yb轴、Zb轴的夹角分别为135°、
Figure BDA0004010046520000025
和
Figure BDA0004010046520000026
遥感卫星飞轮组三正交斜装构型的安装方法的设计方法，所述设计方法包括如下步骤：
将卫星角动量H管理至与Yb轴同向，H在第一直角坐标系的方向矢量为[h h h]；
建立第一直角坐标系，三个飞轮的轴线分别和第一直角坐标系的坐标轴Ow-xyz；
假设三个飞轮之间力矩相同、角动量大小也相同，确定Yb轴垂直于形面过原点Ow的正六边，所述正六边形边长为
Figure BDA0004010046520000027
设计Xb轴指向正六边形的一个顶点，获得在第一直角坐标系中，Xb轴、Yb轴和Zb轴的方向矢量；
根据，Xb轴、Yb轴和Zb轴的方向矢量计算第一直角坐标系的各坐标轴与Xb轴、Yb轴和Zb轴的夹角。
本发明的有益效果是：
本发明遥感卫星飞轮组三正交斜装构型的安装方法，可有效规避卫星成像时的飞轮过零问题，易于实现，能够应用于工程实际中。本发明遥感卫星飞轮组三正交斜装构型的安装方法的设计方法原理简单、易于实现。
附图说明
图1为“三正交正装”飞轮系统的示意图。
图2为飞轮过零示意图。
图3为“三正交斜装”飞轮系统示意图。
图4为“三正交斜装”原理图。
图5为期望与实际角动量矢量夹角随时间变化图。
图6为对日与对地时飞轮转速随时间变化图。
具体实施方式
为了能够更清楚地理解本发明的上述目的、特征和优点，下面结合附图和具体实施方式对本发明进行进一步的详细描述。
遥感卫星飞轮组三正交斜装构型的安装方法，卫星上三个飞轮的轴线一一对应的和第一直角坐标系的x轴、y轴和z轴重合，第一直角坐标系的x轴和卫星本体坐标系的Xb轴、Yb轴、Zb轴的夹角分别为90°、
Figure BDA0004010046520000031
和
Figure BDA0004010046520000032
第一直角坐标系的y轴和卫星本体坐标系的Xb轴、Yb轴、Zb轴的夹角分别为45°、
Figure BDA0004010046520000033
和
Figure BDA0004010046520000034
第一直角坐标系的z轴和卫星本体坐标系的Xb轴、Yb轴、Zb轴的夹角分别为135°、
Figure BDA0004010046520000035
和
Figure BDA0004010046520000036
卫星本体坐标系称为第二直角坐标系，三个坐标轴分别为Xb轴、Yb轴、Zb轴。第一直角坐标系为飞轮的安装坐标系，在此又称轮系坐标系简称轮系，即由3个正交的飞轮确定的直角坐标系，第一直角坐标系的三个坐标轴分别为x轴(又称Xw轴)、y轴(又称Yw轴)和z轴(又称Zw轴)。第一直角坐标系的坐标原点Ow和卫星本体坐标系的坐标原点Ob重合。
遥感卫星飞轮组包括3个飞轮，可称为1号飞轮、2号飞轮和3号飞轮，三个飞轮正交安装，在此三个飞轮称为三正交系统，对应“三正交正装”和“三正交斜装”的“三正交”。“正装”对应飞轮的安装坐标系和卫星本体坐标系重合，“斜装”对应飞轮的安装坐标系每个安装轴(坐标轴)相对于卫星本体坐标系倾斜。
下面介绍这一安装方式的设计方法。
根据卫星轨道原理，卫星在对地成像时姿态必然要绕轨道面法向旋转，因此思考是否存在一个方向轴，使得三正交系统绕这个方向轴旋转并且能保证这个方向轴不与任何一个卫星本体坐标系的坐标轴垂直，其数学含义为欧拉轴在欧拉轴/角描述的姿态转换中能否保证三坐标值均不为零。
如图3所示设计飞轮的安装坐标系，将整星角动量H管理到轨道面法向，即卫星角动量方向沿卫星轨道面法向(0侧摆时卫星角动量方向与Yb轴同向)，H在轮系中的方向矢量为[h h h]，使得卫星绕轨道系旋转时，整星角动量H与三个飞轮轴线的夹角保持不变，这样可以使的三个飞轮的转速始终工作在一个确定的转速上。
此时三正交系统旋转欧拉轴e(即轨道面法向)在轮系中的矢量为
Figure BDA0004010046520000041
则可以计算H在任意转动角Φ下轮系中的分量为：
Figure BDA0004010046520000042
其中，Hx表示H在轮系x轴方向的分量，Hy表示H在轮系y轴方向的分量，Hz表示H在轮系z轴方向的分量，A()表示姿态矩阵，ex表示旋转欧拉轴e在轮系x轴方向的分量，ey表示旋转欧拉轴e在轮系y轴方向的分量，ez表示旋转欧拉轴e在轮系y轴方向的分量。
即角动量在任意的旋转坐标系下三轴的投影都保持h不变，实现了三轴飞轮在对地推扫时工作在恒定转速。
由于卫星的本体系主要由载荷确定，例如对于推扫成像的光学系统要求本体Zb轴对地，Xb轴指向焦面像移的方向，因此轮系不可以作为卫星的本体系。下面根据几何手段确定卫星本体坐标系与轮系的夹角。如图4所示的正方体中，角动量方向确定了卫星本体坐标系Yb轴，容易证明，Yb轴与等边六边形所在平面垂直，因此，只需在六边形内确定相互垂直的Xb与Zb轴即可，显然这种确定是任意的。
假设三个飞轮的控制能力均一致(即三个飞轮之间力矩相同、角动量大小也相同)，考虑星体对Xb轴、Yb轴、Zb轴的力矩和角动量需求。一般为了凝视任务Yb轴的力矩和角动量需求最大，而在“三正交斜装”轮系下，Yb轴的力矩和角动量能力是确定的，均为单个飞轮的
Figure BDA0004010046520000051
倍；其次卫星为了多点成像，相对而言Xb轴对力矩和角动量有需求。图4所示为轮系的力矩和动量包络，Yb轴与过原点Ow(等边六边形所在平面)的等边六边形垂直，即该六边形形成Xb与Zb轴的力矩和动量包络。
正六边形的边长为
Figure BDA0004010046520000052
因此在该切面内(该正六边形)最大力矩和动量系数的方向轴为
Figure BDA0004010046520000053
与之垂直的方向轴为最小力矩和动量且系数为
Figure BDA0004010046520000054
因此，可设计Xb轴指向正六边形的一个顶点，使其力矩和动量系数最大。如图4所示，至此可知在轮系中，Xb方向矢量为[01-1]，Yb方向矢量为[111]，Zb方向矢量为
Figure BDA0004010046520000055
可根据各方向矢量得到“三正交斜装”下的飞轮安装夹角(飞轮轴线和本体坐标系的夹角)如表1。
表1
Figure BDA0004010046520000061
本发明所设计“三正交斜装”的飞轮安装方式，可有效规避卫星成像时的飞轮过零问题，该方法原理简单，易于实现，能够应用于工程实际中。
下面给出一具体应用实例。
令卫星初始整星角动量为0，对日期间利用磁力矩器将整星角动量矢量管理至与轨道坐标系Y轴重合，大小为0.57Nms，此时理想情况下，卫星对地时的三飞轮转速分别为[1039-1039-1039]rpm。整星角动量的管理效果仿真如图5所示，经过约2000s，整星角动量方向与期望偏差收敛至5°以内，如图6，对地时的三飞轮转速分别为[943.5-1056-1043]rpm，相比于理想情况下的偏差量为[95.5 17 4]rpm。因此，通过对日期间的整星角动量管理，“三正交斜装”的飞轮安装方式可使卫星对地成像期间，各飞轮转速大小与期望值偏差在100rpm以内，有效避免了过零问题。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (6)

1.遥感卫星飞轮组三正交斜装构型的安装方法，其特征在于，卫星上三个飞轮的轴线分别和第一直角坐标系的三个坐标轴重合，第一直角坐标系的x轴和卫星本体坐标系的Xb轴、Yb轴、Zb轴的夹角分别为90°、
Figure QLYQS_1
和
Figure QLYQS_2
第一直角坐标系的y轴和卫星本体坐标系的Xb轴、Yb轴、Zb轴的夹角分别为45°、
Figure QLYQS_3
和
Figure QLYQS_4
第一直角坐标系的z轴和卫星本体坐标系的Xb轴、Yb轴、Zb轴的夹角分别为135°、
Figure QLYQS_5
和
Figure QLYQS_6
2.如权利要求1所述的遥感卫星飞轮组三正交斜装构型的安装方法，其特征在于，所述第一直角坐标系和卫星本体坐标系的坐标原点重合。
3.如权利要求1所述的遥感卫星飞轮组三正交斜装构型的安装方法，其特征在于，卫星角动量与Yb轴同向。
4.如权利要求1所述的遥感卫星飞轮组三正交斜装构型的安装方法的设计方法，其特征在于，所述设计方法包括如下步骤：
将卫星角动量H管理至与Yb轴同向，H在第一直角坐标系的方向矢量为[h h h]；
建立第一直角坐标系，三个飞轮的轴线分别和第一直角坐标系的坐标轴Ow-xyz；
假设三个飞轮之间力矩相同、角动量大小也相同，确定Yb轴垂直于形面过原点Ow的正六边，所述正六边形边长为
Figure QLYQS_7
设计Xb轴指向正六边形的一个顶点，获得在第一直角坐标系中，Xb轴、Yb轴和Zb轴的方向矢量；
根据，Xb轴、Yb轴和Zb轴的方向矢量计算第一直角坐标系的各坐标轴与Xb轴、Yb轴和Zb轴的夹角。
5.如权利要求4所述的遥感卫星飞轮组三正交斜装构型的安装方法的设计方法，其特征在于，所述考虑星体对Xb轴、Yb轴、Zb轴的力矩和角动量需求具体为：考虑Yb轴的力矩和角动量为单个飞轮的
Figure QLYQS_8
倍，以及考虑卫星多点成像时Xb轴对力矩和角动量的需求。
6.如权利要求4所述的遥感卫星飞轮组三正交斜装构型的安装方法的设计方法，其特征在于，所述Xb轴方向矢量为[01-1]，Yb轴方向矢量为[111]，Zb轴方向矢量为
Figure QLYQS_9
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SE01 Entry into force of request for substantive examination
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GR01 Patent grant
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