[發明專利]偏置動量衛星速率阻尼控制方法

在審

• 申請號: 201711030958.5
• 申請日: 2017-10-30
• 公開（公告）號: CN107891998A
• 公開（公告）日: 2018-04-10
• 發明（設計）人: 劉善伍;容建剛;王俊;夏喜旺;陳婷;王尊;高海云;孫國文;劉洋;趙永佳
• 申請（專利權）人: 上海微小衛星工程中心
• 主分類號: B64G1/24
• 分類號: B64G1/24
• 代理公司: 上海邦德專利代理事務所(普通合伙)31312
• 代理人: 李陽

技術領域

本發明涉及航天技術，尤其涉及偏置動量穩定衛星速率阻尼控制方法。

背景技術

現有技術中，針對偏置動量穩定衛星的速率阻尼過程中姿態運動特性的研究非常少。偏 置動量穩定是衛星姿態穩定控制中常用的控制方案。詳細分析偏置動量穩定衛星速率阻尼過 程中衛星三軸姿態角變化規律，對于高效完成衛星任務具有很重要的指導意義。然而，目前 的研究成果中，鮮有對偏置動量衛星速率阻尼過程中姿態運動特性的研究，更沒有研究過使 衛星具有較好的動態和穩態特性的偏置角動量選取方法。

目前對于衛星速率阻尼控制的研究分析主要集中在基于衛星轉動動能變化的研究。大多 數研究方法主要借助于衛星的轉動動能函數，通過引入速率阻尼力矩，衛星的轉動動能逐漸 減小，這樣就達到速率阻尼的目的。幾乎沒有對阻尼過程衛星三軸姿態詳細變化規律開展研 究工作。更沒有提出過使衛星具有較好的動態和穩態特性的偏置角動量選取原則。

相關的現有技術如《基于主動磁控制的微小衛星姿態控制》，(張銳謝祥華張靜宇航學 報2009年1月第1期)；《磁控微小衛星速率阻尼和姿態捕獲研究》，(劉海穎王惠男陳志 明宇航學報2007年3月第2期)；《衛星姿態動力學與控制(1)》，(屠善澄中國宇航出版 社1999.9)；《某型微小衛星姿態控制系統設計仿真研究》，(王振楓，南京航空航天大學碩士 學位論文，2007.1)

現有技術對于衛星速率阻尼控制的研究分析主要集中在基于衛星轉動動能變化的研究， 未能揭示偏置動量穩定衛星速率阻尼過程中的姿態運動特性，更沒有提出使衛星具有良好動 態和穩態特性的偏置角動量的選取方法為速率阻尼控制方法的設計帶來不便。

發明內容

本發明解決的問題是現有技術沒有提出使衛星具有良好動態和穩態特性的偏置角動量的 選取方法為速率阻尼控制方法的設計帶來不便的問題。

為解決上述問題，本發明提供一種偏置動量衛星速率阻尼控制方法。偏置動量衛星速率阻尼控制方法，針對如所示的衛星姿態動力學，采用進行阻尼控制，其中，k_dx，k_dy，k_dz均為正的增益，分別是滾動、俯仰、偏航角，I_x,I_y,I_z分別是衛星三軸主慣量，ω₀是衛星軌道角速度，h_y是 衛星的偏置角動量，在阻尼作用下，偏置角動量h_y<0。

在進一步方案中，在阻尼作用下，滾動及偏航通道穩定時，偏置角動量的條件是h_y<0。

在進一步方案中，在阻尼作用下，滾動及偏航通道穩定收斂時，偏置角動量的條件是 h_y<0。

在進一步方案中，在阻尼作用下，俯仰角的運動規律滿足俯仰角的運動形式由阻尼系數k_dy的變化特性決定。

在進一步方案中，所述偏置角動量

本發明還公開另一種偏置動量衛星速率阻尼控制方法。該方法中，偏置動量衛星采用陀 螺力矩和阻尼力矩進行滾動和偏航姿態控制時，偏置角動量h_y<0。

在進一步方案中，偏置角動量h_y按如下方式選擇：其中， T_dampx為阻尼力矩。

與現有技術相比，本發明至少具有以下優點：

本發明采用勞茨穩定判據分析了偏置穩定衛星滾動—偏航軸的姿態穩定性，給出衛星三 軸姿態角的解析解，分析了三軸姿態角的收斂性，深入詳細分析了阻尼過程中衛星三軸的姿 態變化特性，為偏置動量穩定衛星速率阻尼控制提供了理論依據，給出了偏置動量穩定衛星 的偏置角動量的選取范圍，能得到更好的動態和穩態性能，使得偏置動量穩定衛星速率阻尼 控制方法設計方便。

附圖說明

圖1衛星三軸角速度變化曲線；

圖2衛星歐拉角變化曲線。

具體實施方式

為詳細說明本發明的技術內容、構造特征、所達成目的及功效，下面將結合實施例并配 合附圖予以詳細說明。

(一)偏置動量衛星速率阻尼控制策略

衛星速率阻尼是三軸耦合的復雜的控制過程，無法實現衛星三軸控制解耦，但是從衛星 能量的角度分析，采用速率阻尼控制能使衛星由于轉動產生的動能逐漸減小，從而達到減小 角速度的目的。