CN107600463B - 一种敏捷小卫星姿态快速机动控制方法 - Google Patents
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Abstract
一种敏捷小卫星姿态快速机动控制方法，涉航空航天领域，本发明包括：第一、第二、第三反作用飞轮的力矩输出方向夹角为90°；第四反作用飞轮与第一、第二、第三反作用飞轮的夹角均相同；第一、第二与第三大力矩飞轮的力矩输出方向夹角为90°；第四大力矩飞轮与第一、第二、第三大力矩飞轮的夹角均相同；第一反作用飞轮与第一大力矩飞轮的力矩输出方向平行且方向相反，以此类推；启动飞轮输出同向力矩；判断达到指定姿态后，大力矩飞轮反向输出力矩；反作用飞轮输出消旋力矩和控制力矩；判断大力矩飞轮的转速绝对值是否下降至10rpm以内；大力矩飞轮停止输出力矩，反作用飞轮输出姿态控制力矩。本发明控制难度低、敏捷性和稳定性高。
Description
技术领域
本发明涉航空航天技术领域，具体涉及一种敏捷小卫星姿态快速机动控制方法。
背景技术
随着卫星技术的发展、视频以及成像功能的不断增强，对卫星的姿态控制提出了更高的要求，提升卫星的敏捷性成为本领域研究的重点。
卫星姿态控制执行机构的配置以及使用策略是控制设计的基础环节。现有的小卫星姿态控制执行机构组成为飞轮和磁力矩器，这种配置的优点是飞轮输出力矩精细，控制稳定性好，精度高，同时利用磁力矩器平稳卸载飞轮累积角动量；缺点是常规反作用飞轮难以提供较大的力矩，小卫星的姿态敏捷性差。
近年来控制力矩陀螺(CMG)开始应用于小卫星，学者们和航天工业部门也提出了飞轮+CMG、CMG的金字塔、5棱锥等配置方案，已经开展了在轨试验，小卫星获得了较大的机动能力，但是由于CMG框架伺服精度的提升存在瓶颈，CMG输出力矩的精度和自身干扰力矩对整星的控制产生了较大的扰动，卫星快速机动后的稳定度很难提升。有人提出了变速控制力矩陀螺(VSCMG)的方案，但这种执行机构的操纵难度大，其可靠性还没有在实际工程中进行长期有效的验证。
发明内容
为了解决现有执行机构存在的控制难度高、敏捷性差、稳定性低的问题，本发明提供一种敏捷小卫星姿态快速机动控制方法。
本发明为解决技术问题所采用的技术方案如下：
本发明的一种敏捷小卫星姿态快速机动控制方法，包括以下步骤：
步骤一、将四个反作用飞轮和四个大力矩飞轮安装到位；
第一反作用飞轮、第二反作用飞轮与第三反作用飞轮三者之间的力矩输出方向相互夹角为90°；第四反作用飞轮与第一反作用飞轮、第二反作用飞轮、第三反作用飞轮三者之间的夹角均相同；
第一大力矩飞轮、第二大力矩飞轮与第三大力矩飞轮三者之间的力矩输出方向相互夹角为90°；第四大力矩飞轮与第一大力矩飞轮、第二大力矩飞轮、第三大力矩飞轮三者之间的夹角均相同；
第一反作用飞轮与第一大力矩飞轮的力矩输出方向平行且方向相反，第二反作用飞轮与第二大力矩飞轮的力矩输出方向平行且方向相反，第三反作用飞轮与第三大力矩飞轮的力矩输出方向平行且方向相反，第四反作用飞轮与第四大力矩飞轮的力矩输出方向平行且方向相反；
步骤二、按照控制指令启动四个反作用飞轮和四个大力矩飞轮，输出同向控制力矩；
步骤三、判断敏捷小卫星达到指定姿态后，四个大力矩飞轮输出反向控制力矩；
步骤四、四个反作用飞轮输出消旋力矩和控制力矩；
步骤五、判断四个大力矩飞轮的转速绝对值是否全部下降至10rpm以内，若是，则执行步骤六，若否，则继续执行步骤四；
步骤六、四个大力矩飞轮全部停止输出控制力矩，而四个反作用飞轮则输出控制力矩，完成敏捷小卫星姿态快速机动。
进一步的，所述第四反作用飞轮与第一反作用飞轮、第二反作用飞轮、第三反作用飞轮三者之间的夹角指的是飞轮安装平面法向量之间的空间夹角。
进一步的，所述第四大力矩飞轮与第一大力矩飞轮、第二大力矩飞轮、第三大力矩飞轮三者之间的夹角指的是飞轮安装平面法向量之间的空间夹角。
本发明的有益效果是：
本发明主要用于指导敏捷小卫星姿态快速机动控制的执行机构的控制和使用方法。本发明提出的策略在原理上、在控制的难易程度上，优于CMG方案；在机动速度上优于反作用飞轮的方案；在控制稳定度方面和反作用飞轮方案持平，优于CMG方案。
本发明的一种敏捷小卫星姿态快速机动控制方法，通过设置四个大力矩飞轮和四个反作用飞轮，降低了敏捷小卫星姿态控制的难度，控制难度低，同时，由于四个大力矩飞轮和四个反作用飞轮的协同作用，提高了敏捷小卫星姿态控制的敏捷性和稳定性。
附图说明
图1为大力矩飞轮和反作用飞轮配置框图。
图2为大力矩飞轮和反作用飞轮控制策略流程图。
图3为星体角速度示意图。
图4为图3所示的星体角速度的局部放大图。
图中：1、第一反作用飞轮，2、第二反作用飞轮，3、第三反作用飞轮，4、第四反作用飞轮，5、第一大力矩飞轮，6、第二大力矩飞轮，7、第三大力矩飞轮，8、第四大力矩飞轮。
具体实施方式
以下结合附图对本发明作进一步详细说明。
本发明针对当前敏捷小卫星姿控执行机构应用中的一系列问题，提出一种反作用飞轮与大力矩飞轮的联合控制方法。
如图1所示，本发明的一种敏捷小卫星姿态快速机动控制方法中，在敏捷小卫星上安装四个大力矩飞轮和四个反作用飞轮。四个大力矩飞轮和四个反作用飞轮分别均采用3正交、1斜装的安装方式。具体的说：在空间坐标系XYZ中，敏捷小卫星中心位于空间坐标系XYZ的原点，第一反作用飞轮1、第二反作用飞轮2、第三反作用飞轮3的力矩输出方向相互夹角为90°，即，第一反作用飞轮1与第二反作用飞轮2的力矩输出方向相互夹角为90°，第一反作用飞轮1与第三反作用飞轮3的力矩输出方向相互夹角为90°，第二反作用飞轮2与第三反作用飞轮3的力矩输出方向相互夹角为90°。
第四反作用飞轮4与第一反作用飞轮1之间的夹角(指的是飞轮安装平面法向量之间的空间夹角)、第四反作用飞轮4与第二反作用飞轮2之间的夹角(指的是飞轮安装平面法向量之间的空间夹角)、第四反作用飞轮4与第三反作用飞轮3之间的夹角(指的是飞轮安装平面法向量之间的空间夹角)均相同。
同理，第一大力矩飞轮5、第二大力矩飞轮6、第三大力矩飞轮7的力矩输出方向相互夹角为90°，即，第一大力矩飞轮5与第二大力矩飞轮6的力矩输出方向相互夹角为90°，第一大力矩飞轮5与第三大力矩飞轮7的力矩输出方向相互夹角为90°，第二大力矩飞轮6与第三大力矩飞轮7的力矩输出方向相互夹角为90°。
第四大力矩飞轮8与第一大力矩飞轮5之间的夹角(指的是飞轮安装平面法向量之间的空间夹角)、第四大力矩飞轮8与第二大力矩飞轮6之间的夹角(指的是飞轮安装平面法向量之间的空间夹角)、第四大力矩飞轮8与第三大力矩飞轮7之间的夹角(指的是飞轮安装平面法向量之间的空间夹角)均相同。
同时，第一反作用飞轮1与第一大力矩飞轮5的力矩输出方向平行且方向相反；第二反作用飞轮2与第二大力矩飞轮6的力矩输出方向平行且方向相反；第三反作用飞轮3与第三大力矩飞轮7的力矩输出方向平行且方向相反；第四反作用飞轮4与第四大力矩飞轮8的力矩输出方向平行且方向相反。
如图2所示，本发明的一种敏捷小卫星姿态快速机动控制方法，该方法的具体过程如下：
步骤一、按照上述的四个大力矩飞轮和四个反作用飞轮的安装方式，将执行机构(四个大力矩飞轮和四个反作用飞轮)安装到位；
步骤二、按照控制指令，启动四个大力矩飞轮和四个反作用飞轮，四个大力矩飞轮和四个反作用飞轮输出同向控制力矩。
步骤三、判断敏捷小卫星达到指定姿态后，四个大力矩飞轮按照设计反向输出控制力矩。
步骤四、四个反作用飞轮按照设计输出消旋力矩和控制力矩。
步骤五、持续判断四个大力矩飞轮的转速绝对值是否全部下降至10rpm以内，如果是的话，则执行步骤六。
步骤六、四个大力矩飞轮全部停止输出控制力矩；四个反作用飞轮按照设计仅输出控制力矩。
当完成敏捷小卫星姿态机动后，敏捷小卫星进入稳定工作区，此时四个大力矩飞轮以一定的消旋力矩将动量减少到零，四个反作用飞轮同步吸收四个大力矩飞轮的角动量，且提供控制力矩。在此过程中，卫星以三轴稳定姿态控制模式进行工作。
具体实施方式一
以某卫星为例，在四个大力矩飞轮和四个反作用飞轮同时使用的任务中，在机动时，X轴、Y轴的大力矩飞轮和对应轴上的反作用飞轮同时提供控制力矩，当机动结束后，采用相应轴上的反作用飞轮吸收大力矩飞轮的角动量，给大力矩飞轮零转速指令，使大力矩飞轮保持零转速，但不对其断电关机。
在对地三轴稳定推扫任务中，对机动结束后反作用飞轮吸收大力矩飞轮的角动量进行仿真分析。
机动结束后，在设计好的时间，相应轴上的反作用飞轮开始吸收大力矩飞轮的角动量，大力矩飞轮输出某一设计力矩的反向力矩，此时，对应平行输出力矩轴上的反作用飞轮各需要输出大小相同的力矩，直到大力矩飞轮的转速降为零，在此后大力矩飞轮将一直稳定在零转速。
从图3和图4的仿真结果可以看出，反作用飞轮吸收大力矩飞轮角动量时，对星体稳定度影响为1×10-4°/s量级。因此，本发明提出的一种敏捷小卫星姿态快速机动控制方法，在进行大角度机动后，有较好的控制效果。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。
Claims (3)
1.一种敏捷小卫星姿态快速机动控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一、将四个反作用飞轮和四个大力矩飞轮安装到位；
第一反作用飞轮(1)、第二反作用飞轮(2)与第三反作用飞轮(3)三者之间的力矩输出方向相互夹角为90°；第四反作用飞轮(4)与第一反作用飞轮(1)、第二反作用飞轮(2)、第三反作用飞轮(3)三者之间的夹角均相同；
第一大力矩飞轮(5)、第二大力矩飞轮(6)与第三大力矩飞轮(7)三者之间的力矩输出方向相互夹角为90°；第四大力矩飞轮(8)与第一大力矩飞轮(5)、第二大力矩飞轮(6)、第三大力矩飞轮(7)三者之间的夹角均相同；
第一反作用飞轮(1)与第一大力矩飞轮(5)的力矩输出方向平行且方向相反，第二反作用飞轮(2)与第二大力矩飞轮(6)的力矩输出方向平行且方向相反，第三反作用飞轮(3)与第三大力矩飞轮(7)的力矩输出方向平行且方向相反，第四反作用飞轮(4)与第四大力矩飞轮(8)的力矩输出方向平行且方向相反；
步骤二、按照控制指令启动四个反作用飞轮和四个大力矩飞轮，输出同向控制力矩；
步骤三、判断敏捷小卫星达到指定姿态后，四个大力矩飞轮输出反向控制力矩；
步骤四、四个反作用飞轮输出消旋力矩和控制力矩；
步骤五、判断四个大力矩飞轮的转速绝对值是否全部下降至10rpm以内，若是，则执行步骤六，若否，则继续执行步骤四；
步骤六、四个大力矩飞轮全部停止输出控制力矩，而四个反作用飞轮则输出控制力矩，完成敏捷小卫星姿态快速机动。
2.根据权利要求1所述的一种敏捷小卫星姿态快速机动控制方法，其特征在于，所述第四反作用飞轮(4)与第一反作用飞轮(1)、第二反作用飞轮(2)、第三反作用飞轮(3)三者之间的夹角指的是飞轮安装平面法向量之间的空间夹角。
3.根据权利要求1所述的一种敏捷小卫星姿态快速机动控制方法，其特征在于，所述第四大力矩飞轮(8)与第一大力矩飞轮(5)、第二大力矩飞轮(6)、第三大力矩飞轮(7)三者之间的夹角指的是飞轮安装平面法向量之间的空间夹角。
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