CN109625329A - 一种基于离散喷气的飞轮角动量自主卸载方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种基于离散喷气的飞轮角动量自主卸载方法,包括如下步骤:计算卫星本体角动量;确定飞轮角动量卸载阈值;计算卸载推力器每次喷气时长;计算推力器每次卸载喷气的间隔时间;计算推力器卸载喷气的次数。通过给出了通过根据飞轮的转速计算卫星角动量,并根据推力器的安装布局及卫星姿态控制精度和稳定度的要求,选择卸载的推力器、推力器喷气的时间宽度、喷气间隔时间、喷气次数。本发明基于采用推力器离散“点喷”自主角动量卸载技术,可保证在满足姿态控制精度的前提下,自主实现角动量卸载,提高了卫星在轨自主运行能力。
Description
技术领域
本发明属于地球静止轨道卫星姿态控制技术领域,特别涉及一种基于离散喷气的飞轮角动量自主卸载方法。
背景技术
为保证星上有效载荷长期稳定工作,卫星长期在轨运行期间采用飞轮作为姿态控制***的执行机构,受外部扰动力矩的影响,飞轮的角动量随时间不断累积,当飞轮的角动量会达到饱和时,则失去了控制输出能力,因此,需要施加额外的卸载力矩对飞轮的角动量进行卸载,以防止飞轮角动量出现“饱和”。考虑到地球静止轨道的地球磁场较弱,无法像中、低轨卫星一样通过地磁力矩实现卸载,只能依靠星上推力器定期“喷气”产生所需要的卸载力矩,实现对飞轮角动量的卸载。
当前大多数地球静止轨道卫星通过地面定期发送喷气卸载指令实现对飞轮角动量的卸载。该角动量卸载方案要求能够准确估计卫星受到的扰动力矩以保证在卸载周期内飞轮的角动量不会出现“饱和”。对于结构复杂的大型卫星,其干扰力矩难以准确计算,对角动量的定期卸载设计带来较大困难,同时增加了对地面管理的依赖。
发明内容
针对现有技术存在的技术缺陷,本发明提供一种基于离散喷气的飞轮角动量自主卸载方法,实现卫星在轨角动量自主卸载。
为解决上述技术问题,本发明是通过以下的技术方案实现一种基于离散喷气的飞轮角动量自主卸载方法,包括如下步骤:
a、计算卫星本体角动量;
b、确定飞轮角动量卸载阈值;
c、计算卸载推力器每次喷气时长;
d、计算推力器每次卸载喷气的间隔时间;
f、计算推力器卸载喷气的次数。
优选地,所述步骤a包括,根据星上的飞轮配置,利用当前飞轮的转速计算每个飞轮的角动量,结合飞轮的安装布局计算出飞轮提供在所述卫星本体角动量。
优选地,所述步骤b之前,判断是否进行角动量卸载。
优选地,所述步骤b中所述飞轮角动量卸载阈值包括飞轮角动量在卫星本体下产生的分量和卫星自身角速度产生的角动量。
优选地,当所述飞轮角动量和卫星本身角动量的合成角动量满足卸载阈值时,自主进行角动量卸载。
优选地,所述步骤c包括,根据所述卸载推力器产生的控制力矩大小、飞轮的输出力矩大小及卫星姿态控制精度的要求,计算推力器卸载每次喷气时长。
优选地,所述步骤d中所述每次卸载喷气的间隔时间卫星姿态通过飞轮进行闭环姿态控制。
优选地,所述步骤d中所述每次卸载喷气的间隔时间与飞轮最大输出力矩及姿态控制***调节时间有关。
优选地,所述步骤f之前,根据步骤b中所述的角动量卸载阈值,确认卸载角动量大小。
优选地,所述步骤f包括,根据所述推力器卸载每次喷气时长确定推力器卸载喷气的次数。
本发明提供了一种基于离散喷气的飞轮角动量自主卸载方法,通过给出了通过根据飞轮的转速计算卫星角动量,并根据推力器的安装布局及卫星姿态控制精度和稳定度的要求,选择卸载的推力器、推力器喷气的时间宽度、喷气间隔时间、喷气次数。本发明基于采用推力器离散“点喷”自主角动量卸载技术,可保证在满足姿态控制精度的前提下,自主实现角动量卸载,提高了卫星在轨自主运行能力。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述,本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显:
图1示出了本发明的具体实施方式的,一种基于离散喷气的飞轮角动量自主卸载方法;
图2示出了本发明的实施例一的,星上安装4台反作用飞轮的安装布局示意图;
图3示出了本发明的实施例一的,反作用飞轮角动量卸载过程示意图。
具体实施方式
为了更好的使本发明的技术方案清晰的表示出来,下面结合附图对本发明作进一步说明。
图1示出了本发明的具体实施方式的,一种基于离散喷气的飞轮角动量自主卸载方法。具体地,包括如下步骤:
首先,进入步骤S101,计算卫星本体角动量:根据星上的飞轮配置,利用当前飞轮的转速计算每个飞轮的角动量,结合飞轮的安装布局计算出飞轮提供在所述卫星本体角动量。
然后,进入步骤S102,确定飞轮角动量卸载阈值:判断是否进行角动量卸载,所述飞轮角动量卸载阈值包括飞轮角动量在卫星本体下产生的分量和卫星自身角速度产生的角动量。当所述飞轮角动量和卫星本身角动量的合成角动量满足卸载阈值时,自主进行角动量卸载。
再者,进入步骤S103,计算卸载推力器每次喷气时长:根据所述卸载推力器产生的控制力矩大小、飞轮的输出力矩大小及卫星姿态控制精度的要求,计算推力器卸载每次喷气时长,每次卸载喷气的间隔时间卫星姿态通过飞轮进行闭环姿态控制。
之后,进入步骤S104,计算推力器每次卸载喷气的间隔时间:所述每次卸载喷气的间隔时间卫星姿态通过飞轮进行闭环姿态控制。每次卸载喷气的间隔时间与飞轮最大输出力矩及姿态控制***调节时间有关。
最后,进入步骤S105,计算推力器卸载喷气的次数:根据所述的角动量卸载阈值,确认卸载角动量大小,并根据所述推力器卸载每次喷气时长确定推力器卸载喷气的次数。
图2示出了本发明的第一实施例的,星上安装4台反作用飞轮的安装布局示意图,具体地,包括如下步骤:
首先,计算当前时刻卫星本体角动量,星上配置4台最大角动量为15Nms、最大输出力矩为0.15Nm的反作用飞轮,采用三正交一斜的安装布局方式。根据飞轮的转速测量装置可设当前时刻X、Y、Z、S飞轮的转速分别为ωx(k),ωy(k),ωz(k),ωs(k),单位为rpm。卫星的三轴惯性角速度分别为wx、wy、wz,可通过陀螺组合测量获得。则可以估算出卫星***当前的合成角动量:
H=[Hx Hy Hz]=I*[wx、wy、wz]T+[hx hy hz]T
其中,I为卫星的转动惯量矩阵;
hx,hy,hz分别为飞轮在卫星本体系中的三轴角动量;
wx、wy、wz分别为卫星的滚动、俯仰、偏航惯性角速度。
然后,确定飞轮角动量卸载阈值,考虑到不同飞轮组合条件下,飞轮在卫星本体下产生的角动量大小不同,因此,飞轮角动量卸载阈值与飞轮接入状态相关。以滚动通道为例,飞轮角动量卸载阈值如下:
当XYZ飞轮进行闭环控制时,飞轮在X方向提供的最大角动量为15Nms,考虑到20%的裕量,X方向角动量卸载的阈值Hx0取为12Nms;
当YZS飞轮进行闭环控制时,飞轮在X方向提供的最大角动量为8.67Nms,考虑到20%的裕量,X方向角动量卸载的阈值Hx0取为6.9Nms。
当Hx>Hx0时,则滚动方向进行负角动量卸载;
当Hx≤-Hx0时,则滚动方向进行正角动量卸载;
同理,可以确定俯仰、偏航方向的角动量卸载阈值。
再者,卸载推力器每次喷气时长,设推力器每次喷气卸载产生的角动量为ΔHi(i=x,y,z),其值大小与推力器的安装布局及喷气时长相关。喷气引起的卫星的角速度变化量为Δωi(i=x,y,z),角动量卸载过程如图3所示。
以滚动轴为例,设卫星初始角速度均为0,Δω为推力器卸载引起的卫星角速度变化,由图中关系可以得出卫星的最大滚动姿态偏差为:
其中,Ixx为滚动转动惯量。
Tcw为飞轮的最大输出力矩:考虑到斜装飞轮输出力矩相对正装飞轮较小,因此,Tcw的取值与飞轮接入状态相关:当飞轮XYZ接入***控制时,Tcw为0.15Nm;当飞轮YZS接入***时,Tcw=0.087Nm。
进一步可得:
考虑最大姿态角度偏差为1°,以滚动推力器产生的控制力矩为8.6353Nm进行计算,滚动推力器每次卸载最长喷气时间为0.369s;
同理,可计算俯仰、偏航每次卸载的最长喷气时间。
之后,计算推力器每次卸载喷气的间隔时间,喷气间隔期间,***通过飞轮吸收推力器带来的姿态干扰,飞轮消除姿态偏差所需的时间为:
带入数据可计算出ts_x≈52s;
同理可计算出,俯仰、偏航方向飞轮消除喷气卸载带来的姿态偏差所需要的时间。
最后,计算推力器卸载喷气的次数,考虑到卫星在轨运行状态,降低三轴之间的耦合作用,期望飞轮在卫星本体提供的角动量为0,因此,结合飞轮角动量卸载阈值及每次卸载喷气时长,可以估算满足卸载阈值条件下,飞轮角动量所需要的喷气次数。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是,本发明并不局限于上述特定实施方式,本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改,这并不影响本发明的实质内容。
Claims (10)
1.一种基于离散喷气的飞轮角动量自主卸载方法,其特征在于,包括如下步骤:
a、计算卫星本体角动量;
b、确定飞轮角动量卸载阈值;
c、计算卸载推力器每次喷气时长;
d、计算推力器每次卸载喷气的间隔时间;
f、计算推力器卸载喷气的次数。
2.根据权利要求1所述的卸载方法,其特征在于:所述步骤a包括,根据星上的飞轮配置,利用当前飞轮的转速计算每个飞轮的角动量,结合飞轮的安装布局计算出飞轮提供在所述卫星本体角动量。
3.根据权利要求1所述的卸载方法,其特征在于:所述步骤b之前,判断是否进行角动量卸载。
4.根据权利要求1或3所述的卸载方法,其特征在于:所述步骤b中所述飞轮角动量卸载阈值包括飞轮角动量在卫星本体下产生的分量和卫星自身角速度产生的角动量。
5.根据权利要求4所述的卸载方法,其特征在于:当所述飞轮角动量和卫星本身角动量的合成角动量满足卸载阈值时,自主进行角动量卸载。
6.根据权利要求1所述的卸载方法,其特征在于:所述步骤c包括,根据所述卸载推力器产生的控制力矩大小、飞轮的输出力矩大小及卫星姿态控制精度的要求,计算推力器卸载每次喷气时长。
7.根据权利要求1所述的卸载方法,其特征在于:所述步骤d中所述每次卸载喷气的间隔时间卫星姿态通过飞轮进行闭环姿态控制。
8.根据权利要求1所述的卸载方法,其特征在于:所述步骤d中所述每次卸载喷气的间隔时间与飞轮最大输出力矩及姿态控制***调节时间有关。
9.根据权利要求1所述的卸载方法,其特征在于:所述步骤f之前,根据步骤b中所述的角动量卸载阈值,确认卸载角动量大小。
10.根据权利要求6所述的卸载方法,其特征在于:所述步骤f包括,根据所述推力器卸载每次喷气时长确定推力器卸载喷气的次数。
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