[發明專利]一種電推位保過程中的衛星高精度高穩度姿態控制方法

有效

• 申請號: 201610914810.7
• 申請日: 2016-10-20
• 公開（公告）號: CN106628261B
• 公開（公告）日: 2018-11-20
• 發明（設計）人: 操宏磊;王靜吉;朱虹;陳占勝
• 申請（專利權）人: 上海航天控制技術研究所
• 主分類號: B64G1/28
• 分類號: B64G1/28
• 代理公司: 上海信好專利代理事務所(普通合伙) 31249
• 代理人: 潘朱慧

本發明公開了一種電推位保過程中的衛星高精度高穩度姿態控制方法：S1、衛星控制系統參數切換為高帶寬控制參數；S2、衛星控制系統采集連續多個控制周期的飛輪轉速并進行高階差分，辨識出衛星受到的姿態干擾力矩，若干擾力矩小于設定的干擾力矩上閾值，判定矢量電推已轉到指定角度附近，執行步驟S5，若干擾力矩大于設定的干擾力矩上閾值，執行步驟S3；S3、根據干擾力矩，計算衛星質心偏移量；S4、根據衛星質心偏移量計算電推力矩平衡時矢量電推應轉角度，采用開環控制方法驅動電推轉到該指定方向，返回執行步驟S2；S5、將干擾力矩作為反饋量接入系統進行閉環控制，通過控制算法調節轉角將干擾力矩控到0附近，完成高精度干擾力矩抑制。

技術領域

本發明涉及一種電推位保過程中的衛星高精度高穩度姿態控制方法。

背景技術

運行于地球同步軌道的衛星，當衛星軌道傾角和偏心率快要超出控制范圍時，需要執行軌道位置保持操作。對于化學推進，通常每周或每兩周點火1次，由于化學推進的推力較大，有時會引發較大的衛星姿態擾動，導致位保器件部分高精度載荷無法工作；對于電推進，可以每天自主進行傾角和軌道偏心率控制，每次的控制幅度很小，一般為幾十mN的量級，產生的姿態干擾小的多，有助于保持很高的軌道和姿態控制精度，這對于高精度控制任務，尤其是攜帶大型撓性天線衛星或是激光通信衛星的姿態高精度控制使非常有利的。

同時，由于地球同步軌道衛星只能依靠推力器來對執行機構的角動量進行卸載，因此在衛星動量管理過程中，相對化學推進而言，使用電推進進行角動量卸載產生的瞬時激勵更小，不易激起撓性附件的柔性振動，在衛星姿態控制中具有更突出的優點。

此外，電推進由于比沖更高，使用電推進的最大優點是可大幅減少推進劑攜帶量，在攜帶同等重量有效載荷的情況下可使發射重量減輕約一半，從而可實現一箭雙星發射，有效降低研制和發射成本，顯著提升衛星平臺的市場競爭力。

發明內容

本發明的目的在于提供一種電推位保過程中的衛星高精度高穩度姿態控制方法，使衛星在進行軌道位保過程中，對連續多拍飛輪轉速數據進行高階差分，從而辨識出電推對姿態產生的干擾力矩,并以此開展質心在軌辨識，同時借助電推矢量控制裝置實施干擾力矩抑制和角動量管理，實現衛星位保期間的姿態高精度高穩定度控制。

為了達到上述目的，本發明通過以下技術方案實現：

一種電推位保過程中的衛星高精度高穩度姿態控制方法，其特征是，包含以下步驟：

S1、衛星控制系統參數切換為高帶寬控制參數；

S2、衛星控制系統采集連續多個控制周期的飛輪轉速，通過對飛輪轉速進行高階差分計算衛星受到的姿態干擾力矩，若干擾力矩小于設定的干擾力矩上閾值，判定矢量電推已轉到指定角度附近，執行步驟S5，若干擾力矩大于設定的干擾力矩上閾值，執行步驟S3；

S3、根據干擾力矩，計算衛星質心偏移量；

S4、根據衛星質心偏移量計算電推力矩平衡時矢量電推應轉角度，采用開環控制方法驅動電推轉到該指定方向，返回執行步驟S2以確認矢量電推是否轉動到位；

S5、將干擾力矩或飛輪角動量作為反饋量接入系統進行閉環控制，通過控制算法調節轉角將反饋量控到0附近，以完成高精度干擾力矩抑制。

上述的電推位保過程中的衛星高精度高穩度姿態控制方法，其中，所述的步驟S5具體包含：

S51、將干擾力矩作為反饋量接入系統進行閉環控制，通過控制算法調節轉角將干擾力矩控到0附近；

S52、判斷干擾力矩是否小于設定的干擾力矩下閾值，若是，則執行步驟S53進一步根據飛輪角動量判定是否對其進行卸載，若不是，則返回執行步驟S51；