飞轮欠驱动时结合磁力矩器的卫星三轴姿态控制方法.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CN106542120A(43)申请公布日2017.03.29(21)申请号201610877412.2(22)申请日2016.09.30(71)申请人上海航天控制技术研究所地址201109上海市闵行区中春路1555号(72)发明人杜宁尹海宁李芳华孙锦花查理王世耀孟其琛(74)专利代理机构中国航天科技专利中心11009代理人陈鹏(51)Int.Cl.B64G1/32(2006.01)权利要求书1页说明书5页附图2页(54)发明名称飞轮欠驱动时结合磁力矩器的卫星三轴姿态控制方法(57)摘要飞轮欠驱动时结合磁力矩器的卫星三轴姿态控制方法，步骤为：(1)根据磁强计测量得到的地磁场强度矢量B确定磁控矩阵Γ(b)，并根据实际的飞轮可用情况，确定飞轮控制矩阵Kw；(2)计算三轴姿态控制用磁电流指令Izk＝Kic*Mzk；(3)计算三轴磁卸载用磁电流指令Ixz＝Kic*Mxz；(4)计算磁力矩器指令Ick＝Izk+Ixz；在磁力矩器按照磁力矩器指令进行姿态控制的同时，可用的反作用飞轮继续基于指令力矩Tc进行姿态控制。本发明方法在系统仅剩下任意的两台甚至一台飞轮可用时，结合三轴磁力矩器实现了卫星三轴姿态高精度控制，适用于长期对地定向控制或长期对日定向控制，也适用于卫星任意姿态大角度机动控制。CN106542120ACN106542120A权利要求书1/1页1.飞轮欠驱动时结合磁力矩器的卫星三轴姿态控制方法，其特征在于包括如下步骤：(1)根据磁强计测量得到的地磁场强度矢量B确定磁控矩阵Γ(b)，并根据实际的飞轮可用情况，确定飞轮控制矩阵Kw，其中，当i轴飞轮可用时，ki＝1，否则当i轴飞轮故障时，ki＝0，i＝x,y,z；(2)计算三轴姿态控制用磁电流指令Izk＝Kic*Mzk，其中kic为磁力矩器磁矩和电流转换-12系数，Mzk＝B×Λ(b)Tc/||B||，Λ(b)＝Γ(b)+Kw，Tc为飞轮姿态控制算法给出的三轴控制力矩指令；2(3)计算三轴磁卸载用磁电流指令Ixz＝Kic*Mxz，其中Mxz＝-Ku(B×Δh)/||B||，Δh为当前飞轮角动量与卸载目标角动量的差值，Ku为磁卸载系数矩阵Kux、Kuy、Kuz分别为卫星三轴磁卸载系数；(4)计算磁力矩器指令Ick＝Izk+Ixz，Ick为三轴磁力距器磁控电流；在磁力矩器按照磁力矩器指令进行姿态控制的同时，可用的反作用飞轮继续基于指令力矩Tc进行姿态控制。2.根据权利要求1所述的飞轮欠驱动时结合磁力矩器的卫星三轴姿态控制方法，其特征在于：所述的步骤(4)中根据磁力矩器最大驱动电流范围对磁力矩器指令进行限幅处理，也即其中Imax为单台磁力矩器最大工作电流。2CN106542120A说明书1/5页飞轮欠驱动时结合磁力矩器的卫星三轴姿态控制方法技术领域[0001]本发明属于航天器姿态控制领域，涉及一种飞轮欠驱动时的卫星三轴姿态控制方法。背景技术[0002]现代小卫星一般不携带喷气系统，反作用飞轮成为小卫星高性能姿态稳定控制和大角度姿态机动控制的主要执行机构。在卫星受到的干扰力矩的平均值不为零时，飞轮的角动量会随时间积累，最终导致飞轮转速饱和。因此现代小卫星还需配置磁力矩器实现飞轮卸载。即通常采用反作用飞轮进行姿态控制，采用磁力矩器配合飞轮工作，完成飞轮卸载。[0003]以往的卫星姿态控制系统，为满足系统寿命与可靠性要求，通常配置四台或四台以上的反作用飞轮，通过各飞轮安装方向设计，当任意一台飞轮故障时，系统仍有三台以上飞轮可用，仍能完成三轴姿态(滚动、俯仰、偏航姿态)控制任务。但对于现代小卫星姿控系统，为满足功耗、质量和成本的限制，通常只有极少数关键部件实现硬件冗余，需要依靠故障模式下的软件处理手段来提高系统的可靠性，延长任务寿命。为此，其姿控系统通常仅配置三台反作用飞轮，以正交方式安装在星体主轴上，无硬件备份，如图1所示。当任意一台或任意二台飞轮发生故障时，飞轮系统将无法提供三轴姿态控制力矩，因此姿态控制系统退化为典型的飞轮欠驱动控制系统(控制输入个数少于系统自由度个数)，不再具备三轴姿态控制能力。另外，由于磁控力矩总是在垂直磁场单位矢量b的平面内，仅是2维的，为扩展成3维控制力矩，需引入飞轮或推力器。因此在飞轮系统欠驱动的情况下，须结合剩余可用飞轮和磁力矩器进行联合控制，才能实现三轴姿态控制。发明内容[0004]本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种飞轮欠驱动时结合磁力矩器的卫星三轴姿态控制方法，在系统仅剩下任意的两台甚至一台飞轮可用时，仍能结合三轴磁力矩器实现卫星三轴姿态的高精度控制。[0005]本发明的技术解决方案是：飞轮欠驱动时结合磁力矩器的卫星三轴姿态控制方法，包括如下步骤：[0006](1)根据