卫星动量轮在轨姿态无偏差起旋和消旋的控制方法.pdf

(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN109625334A(43)申请公布日2019.04.16(21)申请号201811511144.8(22)申请日2018.12.11(71)申请人上海航天控制技术研究所地址200233上海市徐汇区宜山路710号(72)发明人牛睿刘川朱文山杨真李圣文陈敏花(74)专利代理机构上海元好知识产权代理有限公司31323代理人包姝晴刘琰(51)Int.Cl.B64G1/28(2006.01)权利要求书2页说明书5页附图2页(54)发明名称卫星动量轮在轨姿态无偏差起旋和消旋的控制方法(57)摘要本发明提供了卫星动量轮在轨姿态无偏差起旋和消旋的控制方法，包括如下步骤：遥控注数设置卫星最终需要的目标角动量；管理反作用飞轮的动量，控制所述卫星在期望中心转速范围内工作；计算磁前馈力矩将卫星控制器计算的输出力矩磁前馈力矩常规的解耦力矩和干扰补偿力矩合成得到三轴指令力矩控制周期内积分得到三轴卫星的指令角动量，根据卫星的安装矩阵计算得到正在使用的卫星的指令转速。通过磁控力矩作用在星体上，同时通过前馈力矩的方式合成在飞轮的指令转速中抵消磁力矩对星体的影响，由此达到偏置角动量增加和减少过程中姿态无偏CN109625334A差起旋和消旋的的效果。CN109625334A权利要求书1/2页1.卫星动量轮在轨姿态无偏差起旋和消旋的控制方法，其特征在于，包括如下步骤：A、遥控注数设置卫星最终需要的目标角动量；B、管理飞轮的动量，控制所述卫星在期望中心转速范围内工作，当设置了起旋和消旋指令和俯仰轴目标转速后，增加至磁卸载目标角动量；C、根据所述磁卸载力矩和俯仰轴干扰补偿力矩，计算磁前馈力矩D、将卫星控制器计算的输出力矩磁前馈力矩常规的解耦力矩和干扰补偿力矩合成得到三轴指令力矩控制周期内积分得到三轴卫星的指令角动量，根据卫星的安装矩阵计算得到正在使用的卫星的指令转速。2.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于：步骤A中所述目标角动量包括起旋时的俯仰轴偏置转速和/或角动量。3.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于：步骤A中所述目标角动量包括消旋时的0转速和/或零动量。4.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于：步骤A中所述卫星目标角动量为一次性设置。5.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于：步骤C中所述磁前馈力矩的计算公式为：其中，Tdyconst为俯仰轴常值干扰力矩，根据卫星在轨实际需要进行补偿。6.根据权利要求5所述的控制方法，其特征在于：所述磁卸载力矩的计算公式为：其中，为磁场强度在卫星本体的分量，kx,ky,kz为卸载系数，为三轴卸载的角动量，正常情况下当软件判断处于偏置动量轮起旋模式时，自主将卸载角动量调整为其中，hQX＝JΩ0为卫星俯仰轴希望达到的目标角动量。7.根据权利要求6所述的控制方法，其特征在于：所述三轴指令角动量2CN109625334A权利要求书2/2页其中，为切换到起/消旋控制时三轴角动量。8.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于：步骤D中所述三轴指令力矩的计算公式为：9.根据权利要求8所述的控制方法，其特征在于：所述输出力矩的计算公式为：其中，KPi、KIi和KTi(i＝x,y,z)为控制器参数，θc、ψc为控制用姿态角，ωox、ωoy、ωoz为根据惯性系角速度测量值、轨道及姿态角解算的星体轨道系角速度。10.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于：将需要增加或消除的偏置角动量合成在所述磁卸载力矩中，通过磁控力矩作用在星体上。3CN109625334A说明书1/5页卫星动量轮在轨姿态无偏差起旋和消旋的控制方法技术领域[0001]本发明属于卫星姿态控制技术领域，特别涉及卫星动量轮在轨姿态无偏差起旋和消旋的控制方法。背景技术[0002]随着民用航天技术与应用需求的发展，国家对于具备对地观测功能的民用卫星寿命的要求越来越高，中低轨的对地观测卫星也逐步向八年以上在轨寿命期发展。[0003]为确保完成卫星在轨应用任务，需要对其运动进行精确控制，卫星姿态控制系统是卫星重要的组成部分，随着现代卫星技术的发展，对它的姿态控制系统提出了更高的要求，要求姿态控制系统简单、可靠。易于实现。高精度、较好的机动性和灵活性成为评价卫星姿态控制系统优劣的重要标准。[0004]偏置动量卫星在寿命、可靠性、容错设计上，具有明显的优势，如可以在偏航轴没有测量信息的情况下正常对地控制，可以仅通过俯仰轴飞轮实现对地控制等。因此，现在很多长寿命卫星都考虑设计偏置动量控制方式。但是，一般观测卫星的载荷为了同时兼顾重访周期、幅宽和分辨率等功能，需要卫星定期进行姿态机动控制，这又需要卫星工作于零动量控制方式。因此，最佳解决办法是卫星同时具备两种控制方式，并且二者之间能够安全可靠地切换。[000