[發明專利]一種控制力矩陀螺替代動量輪的衛星穩態控制方法

有效

• 申請號: 201410163314.3
• 申請日: 2014-04-22
• 公開（公告）號: CN103950556A
• 公開（公告）日: 2014-07-30
• 發明（設計）人: 張春青;雷擁軍;顧斌;劉其睿;蔣志雄;宗紅;瞿涵;綦艷霞;王玉爽;傅秀濤
• 申請（專利權）人: 北京控制工程研究所
• 主分類號: B64G1/28
• 分類號: B64G1/28
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 安麗

技術領域

本發明涉及一種控制力矩陀螺替代動量輪的衛星穩態控制方法，屬于衛星姿態控制領域。

背景技術

一類衛星為兼顧快速側擺機動和高精度的姿態穩定控制要求，執行機構采用控制力矩陀螺(CMG)和動量輪的混合配置。其中控制力矩陀螺(CMG)一般包括主份控制力矩陀螺(CMG)和備份控制力矩陀螺(CMG)。兩類特點不同的執行機構分別實現不同的控制功能：輸出較大力矩的控制力矩陀螺實現衛星的快速機動要求，而輸出力矩相對較小但精度較高的動量輪實現衛星的高精度穩態控制要求。其中基于動量輪的高精度穩態控制通常由四個工作在角動量偏置狀態的動量輪組成的零動量控制系統來完成。當有動量輪發生故障使得可工作動量輪數量降為三個時，動量輪只能以角動量過零方式工作。而角動量過零時由于摩擦力矩的作用會降低動量輪系統的控制力矩輸出精度。因此為保證高精度的控制精度指標，動量輪通常不過零使用。

綜上所述，當基于混合執行機構的衛星控制系統可工作動量輪數量下降為三個時，需要提出一種新的方法，既要滿足衛星的穩態控制，又要盡量避免動量輪過零使用的精度損失問題。以提高該類衛星執行機構在軌使用的可靠性。

發明內容

本發明解決的技術問題是：克服現有技術的不足，提供一種控制力矩陀螺替代動量輪的衛星穩態控制方法，該方法使得備份的控制力矩陀螺不單作為衛星姿態機動的備份執行機構，同時兼具穩態控制的備份作用，避免動量輪過零使用的精度損失問題，提高執行機構在軌使用的可靠性。

本發明的技術解決方案是：一種控制力矩陀螺替代動量輪的衛星穩態控制方法，包括以下步驟：

(1)針對基于控制力矩陀螺和動量輪混合執行機構的衛星控制系統，當正常工作的動量輪數量為三個時，計算備份控制力矩陀螺高速轉子角動量和動量輪最大角動量的差值絕對值，如果該差值絕對值大于5Nms，則衛星控制系統采用三個動量輪過零使用的控制方式；如果該差值絕對值小于5Nms，則進入步驟(2)；

(2)判斷備份控制力矩陀螺高速轉子角動量矢量與正常工作的三個動量輪中的任意兩個的角動量矢量是否共面，如果共面，則衛星控制系統采用三個動量輪過零使用的控制方式；如果不共面，則進入步驟(3)；

(3)將備份控制力矩陀螺低速框架以1度的步距依次旋轉360度，依據控制力矩陀螺高速轉子角動量矢量與三個動量輪角動量矢量的矢量和為零的約束條件，依次計算得到360組備份控制力矩陀螺低速框架轉角以及該角度下三個動量輪的偏置角動量；

(4)判斷步驟(3)得到的360組數據中是否有某組數據滿足三個動量輪的偏置角動量均處于其最大角動量的1/3至2/3之間，如果360組數據均不滿足上述條件，則衛星控制系統維持三個動量輪過零使用的控制方式；如果360組數據中有一組或幾組數據滿足上述條件，則從滿足上述條件的數據中選擇一組數據作為備份控制力矩陀螺低速框架期望角度以及三個動量輪的標稱偏置角動量，其中當三個動量輪的標稱偏置角動量確定后，其對應的備份控制力矩陀螺低速框架轉角即為控制力矩陀螺低速框架期望角度；

(5)向衛星控制系統上注備份控制力矩陀螺低速框架期望角度，待備份控制力矩陀螺低速框架轉動到位并鎖定之后，上注備份控制力矩陀螺高速轉子加電啟動指令并同時上注三個動量輪的標稱偏置角動量；

(6)當備份控制力矩陀螺高速轉子啟動到額定轉速且當動量輪的角動量達到標稱偏置角動量后，系統進入以備份控制力矩陀螺高速轉子和三個工作在偏置角動量狀態的動量輪組成的零動量控制系統的穩態控制模式，從而實現衛星的高精度穩態控制。

所述步驟(3)中計算得到360組備份控制力矩陀螺低速框架轉角以及該角度下三個動量輪的偏置角動量的方式如下：

定義備份控制力矩陀螺低速框架處于零位時低速框架轉角正方向為備份控制力矩陀螺框架坐標系的X_g軸，高速轉子角動量方向為備份控制力矩陀螺框架坐標系的Y_g軸，備份控制力矩陀螺框架坐標系的Z_g軸根據X_g軸、Y_g軸由右手螺旋法則確定；設備份控制力矩陀螺低速框架轉角為α，其中α∈[0°～360°]，備份控制力矩陀螺高速轉子角動量大小為h_G0，則備份控制力矩陀螺高速轉子角動量在備份控制力矩陀螺框架坐標系下的坐標h_G,g滿足