一种偏置动量卫星单飞轮与磁联合控制方法和系统与流程

本发明属于卫星控制技术领域，尤其涉及一种偏置动量卫星单飞轮与磁联合控制方法和系统。

背景技术：

飞轮由于其良好的输出性能及不消耗燃料的特点，一般是高精高稳控制的首选执行机构。当失去三轴飞轮控制能力时，可借助于磁控，牺牲一定的控制精度保证系统稳定性。

在偏置动量卫星系统中，滚动-偏航轴的强耦合作用使得该系统产生长周期的进动效应与短周期的章动效应。因而可利用喷气或者磁的章进动控制般作为星敏故障缺乏三轴姿态信息时的降级模式使用，仅利用地平仪的滚动轴信息来同时控制滚动轴和偏航轴。但由于地平仪本身测量精度较低，且章进动控制算法中用到了角度微分项，增大了误差，因而控制精度较低。

随着单机及元器件的发展，星敏和陀螺的可靠性越来越高，章进动控制更多的使用需求是缺乏三轴轮控能力时的降级模式，而非缺乏三轴姿态信息时的降级模式。

技术实现要素：

本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种偏置动量卫星单飞轮与磁联合控制方法和系统，充分利用星敏和陀螺的测量信息，实现了俯仰轴飞轮控制，滚动/偏航轴磁控。

为了解决上述技术问题，本发明公开了一种偏置动量卫星单飞轮与磁联合控制方法，包括：

根据俯仰姿态角，计算得到磁卸载指令磁矩；

根据滚动姿态角、偏航姿态角、滚动姿态角速度和偏航姿态角速度，计算得到磁章进动指令磁矩；

将所述磁卸载指令磁矩与所述磁章进动指令磁矩进行叠加，得到总的指令磁矩。

优选的，根据俯仰姿态角，计算得到磁卸载指令磁矩，包括：

根据俯仰姿态角，计算得到俯仰轴的控制用角动量；

根据所述俯仰轴的控制用角动量，计算得到磁卸载指令磁矩。

优选的，还包括：

确定俯仰轴所需的偏置角动量；

将计算得到的俯仰轴的控制用角动量与俯仰轴所需的偏置角动量进行叠加，得到总的俯仰轴指令角动量；

将所述总的俯仰轴指令角动量发送至俯仰轴飞轮，以实现对俯仰姿态的控制。

优选的，还包括：

通过俯仰轴飞轮进行俯仰姿态控制，并获取通过星敏测量得到所述俯仰姿态角。

优选的，还包括：

通过俯仰磁力矩器进行滚动和偏航姿态控制，并获取通过星敏测量得到滚动姿态角和偏航姿态角，以及，获取通过陀螺测量得到的滚动姿态角速度和偏航姿态角速度。

优选的，根据滚动姿态角、偏航姿态角、滚动姿态角速度和偏航姿态角速度，计算得到磁章进动指令磁矩，包括：

根据滚动姿态角和偏航姿态角，计算得到磁进动指令磁矩；

根据滚动姿态角速度和偏航姿态角速度，计算得到磁章动指令磁矩；

将磁进动指令磁矩与磁章动指令磁矩进行叠加，得到总的磁章进动指令磁矩。

优选的，俯仰轴飞轮卸载的目标为维持俯仰轴偏置角动量不变，仅将俯仰轴控制用角动量卸载到零。

本发明还公开了一种偏置动量卫星单飞轮与磁联合控制系统，包括：

第一解算模块，用于根据俯仰姿态角，计算得到磁卸载指令磁矩；

第二解算模块，用于根据滚动姿态角、偏航姿态角、滚动姿态角速度和偏航姿态角速度，计算得到磁章进动指令磁矩；

第三解算模块，用于将所述磁卸载指令磁矩与所述磁章进动指令磁矩进行叠加，得到总的指令磁矩。

本发明与现有技术相比具有以下优点：

本发明充分利用星敏和陀螺的测量信息，实现了俯仰轴飞轮控制，滚动/偏航轴磁控，提高了姿态控制精度和稳定度，且不用考虑不同磁场区的算法切换，简单可靠。

附图说明

图1是本发明实施例中一种偏置动量卫星单飞轮与磁联合控制方法的步骤流程图；

图2是本发明实施例中一种坐标系定义图；

图3是本发明实施例中一种开环幅频特性图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明公开的实施方式作进一步详细描述。

如图1，在本实施例中，所述偏置动量卫星单飞轮与磁联合控制方法，包括：

步骤101，根据俯仰姿态角，计算得到磁卸载指令磁矩。

在本实施例中，可以通过俯仰轴飞轮进行俯仰姿态控制，并获取通过星敏测量得到所述俯仰姿态角。然后，根据俯仰姿态角，计算得到磁卸载指令磁矩。

优选的，可以根据俯仰姿态角，基于姿态角的pi+校正控制率，计算得到俯仰轴的控制用角动量；根据所述俯仰轴的控制用角动量，计算得到磁卸载指令磁矩。

优选的，该偏置动量卫星单飞轮与磁联合控制方法，还可以包括：确定俯仰轴所需的偏置角动量；将计算得到的俯仰轴的控制用角动量与俯仰轴所需的偏置角动量进行叠加，得到总的俯仰轴指令角动量；将所述总的俯仰轴指令角动量发送至俯仰轴飞轮，以实现对俯仰姿态的控制。

步骤102，根据滚动姿态角、偏航姿态角、滚动姿态角速度和偏航姿态角速度，计算得到磁章进动指令磁矩。

在本实施例中，可以通过俯仰磁力矩器进行滚动和偏航姿态控制，并获取通过星敏测量得到滚动姿态角和偏航姿态角，以及，获取通过陀螺测量得到的滚动姿态角速度和偏航姿态角速度。

优选的，可以根据滚动姿态角和偏航姿态角，计算得到磁进动指令磁矩；根据滚动姿态角速度和偏航姿态角速度，计算得到磁章动指令磁矩；将磁进动指令磁矩与磁章动指令磁矩进行叠加，得到总的磁章进动指令磁矩。

步骤103，将所述磁卸载指令磁矩与所述磁章进动指令磁矩进行叠加，得到总的指令磁矩。

其中，需要说明的是，在本实施例中，俯仰轴飞轮卸载的目标为维持俯仰轴偏置角动量不变，仅将俯仰轴控制用角动量卸载到零。

在上述实施例的基础上，下面结合一个具体实例进行说明。

以某型号为例，如图2和图3，三轴转动惯量为[ix；iy；iz]≈[4500；5000；5500]kg·m²，俯仰轴偏置动量轮最大角动量为68(n·ms)，三轴磁力矩器最大输出磁矩为95(am²)。

1.计算俯仰轴指令角动量

俯仰轴的偏置动量轮需要提供一定的偏置角动量hy0(n·ms)，取偏置角动量hy0＝-60n·ms。

控制用角动量，控制算法采用基于姿态角的pi+校正控制率，参数设计采用希望频率特性法期望的开环bode图，如图3所示。偏置动量飞轮的传递特性可近似于一个一阶滤波器，时间常数很大(约为18s)，此项会给系统带来一个严重滞后，影响系统稳定性。带宽适当降低，以减少飞轮传递特性带来的影响。选取剪切频率ωc＝0.03rad/s，得到控制器参数如下：

kty＝3ωc＝0.09

其中，kpy、kiy、kty为pi+校正控制率的控制参数。

俯仰轴的控制用角动量计算如下：

其中，s为拉普拉斯算子，δθ为姿态角偏差。

将hyc限幅在[-8nms，+8nms]以内。

总的俯仰轴指令角动量：hy＝hy0+hyc。

2.计算磁章进动指令磁矩

利用星敏提供的滚动角和偏航角ψ，计算磁进动指令磁矩：

其中，kp＝3.4e7为进动控制系数、b(i),(i＝x,y,z)为本体系下的三轴磁场强度。

利用陀螺提供的滚动角速度ω(x)和偏航角速度ω(z)，计算磁章动指令磁矩：

md(y)＝-kdb(z)ω(x)+kdb(x)ω(z)

其中，kd＝3.4e10为磁章动控制系数。

磁进动指令磁矩与磁章动指令磁矩进行叠加，得到总的磁章进动指令磁矩：

m(y)＝mp(y)+md(y)

3.将磁卸载指令磁矩与磁章进动指令磁矩进行叠加，得到总的指令磁矩

利用滚动、偏航轴磁棒对俯仰轴飞轮进行磁卸载，仅对控制用角动量进行卸载，不对偏置角动量卸载，则滚动、偏航轴磁矩设计如下：

其中，|b|为三轴磁场强度的模长；kx、kz为分别为滚动、偏航轴磁卸载系数。

总的三轴指令磁矩为：

m＝[m(x)m(y)m(z)]′

将m三轴分量均限幅在[-95am²，+95am²]以内。

其中，需要说明的是，如图2，轨道系原点位于卫星质心，zo轴由质心指向地心，xo轴在轨道平面内与zo轴垂直并指向卫星速度方向。卫星稳定状态下本体系与轨道系重合。偏置动量轮安装在-y方向。如图3，横坐标表示频率(单位:rad/s)，纵坐标表示强度(单位：db)，剪切频率为ωc，开环bode图以-20db穿越横轴系统较为稳定。

在上述实施例的基础上，本发明还公开了一种偏置动量卫星单飞轮与磁联合控制系统，包括：第一解算模块，用于根据俯仰姿态角计算得到磁卸载指令磁矩；第二解算模块，用于根据滚动姿态角、偏航姿态角、滚动姿态角速度和偏航姿态角速度，计算得到磁章进动指令磁矩；第三解算模块，用于将磁卸载指令磁矩与磁章进动指令磁矩进行叠加，得到总的指令磁矩。

对于系统实施例而言，由于其与方法实施例相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法实施例部分的说明即可。

本说明中的各个实施例均采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可。

以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。