基于飞轮构型的卫星高精度递阶饱和姿态控制方法和系统技术方案

本发明专利技术公开了一种基于飞轮构型的卫星高精度递阶饱和姿态控制方法和系统，该方法包括：根据控制请求和/或飞轮健康状态信息，选择飞轮组合；获取飞轮组合信息及卫星的姿态信息；根据飞轮组合信息及卫星的姿态信息，解算得到三轴指令力矩；根据所选择的飞轮组合，将所述三轴指令力矩分解至各个飞轮，作为各飞轮的飞轮指令力矩；对各飞轮的飞轮指令力矩进行积分，得到各飞轮的飞轮指令角动量；并对得到的各飞轮的飞轮指令角动量进行等比例限幅；根据等比例限幅后的飞轮指令角动量，对卫星进行高精度递阶饱和姿态控制。本发明专利技术利用星敏感器提供的姿态角信息进行卫星姿态的高精度控制，适用于不同飞轮组合的情况。

Satellite High Precision Hierarchical Saturated Attitude Control Method and System Based on Flywheel Configuration

The invention discloses a satellite high precision hierarchical saturation attitude control method and system based on flywheel configuration, which includes: selecting flywheel combination according to control request and/or flywheel health information; obtaining flywheel combination information and satellite attitude information; calculating three-axis command moment according to flywheel combination information and satellite attitude information; and selecting flywheel according to flywheel health information. Wheel assembly decomposes the three-axis command momentum into flywheels as the flywheel command momentum of each flywheel; integrates the flywheel command momentum of each flywheel to obtain the flywheel command angular momentum of each flywheel; and limits the flywheel command angular momentum of each flywheel in equal proportion; saturates the satellite with high precision according to the flywheel command angular momentum of equal proportion. And attitude control. The invention utilizes attitude angle information provided by star sensor to control satellite attitude accurately, and is suitable for different flywheel combinations.

【技术实现步骤摘要】
基于飞轮构型的卫星高精度递阶饱和姿态控制方法和系统
本专利技术属于卫星姿态控制
，尤其涉及一种基于飞轮构型的卫星高精度递阶饱和姿态控制方法和系统。
技术介绍
一般的零动量卫星姿态控制系统中，需要同时用到星敏感器提供的姿态角度信息及陀螺提供的姿态角速度信息。但是对于长寿命的卫星而言，陀螺寿命仍是其短板所在，因而在长期在轨运行过程中陀螺一般处于断电状态，仅当任务需要或系统出现故障需要用到陀螺信息时再自主给陀螺加电，称为冷备份。星敏感器提供高精度的姿态测量信息，在长期稳定工况下，可仅使用星敏信息进行三轴控制。在控制算法方面，在传统PID控制的原理上考虑飞轮的实际约束(力矩饱和角动量饱和)形成递阶饱和控制率，该方法简单直观，物理意义明确，易于工程实现。但该方法一般按轴进行力矩和角动量限幅，适用于3正装飞轮的情况，在斜装飞轮组合或者多飞轮组合时由于轴间耦合只能将轴向最大力矩和角动量按最小包络计算，限制了飞轮的能力。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种基于飞轮构型的卫星高精度递阶饱和姿态控制方法和系统，利用星敏感器提供的姿态角信息进行卫星姿态的高精度控制，适用于不同飞轮组合的情况。为了解决上述技术问题，本专利技术公开了一种基于飞轮构型的卫星高精度递阶饱和姿态控制方法，包括：根据控制请求和/或飞轮健康状态信息，选择飞轮组合；获取飞轮组合信息及卫星的姿态信息；根据飞轮组合信息及卫星的姿态信息，解算得到三轴指令力矩；根据所选择的飞轮组合，将所述三轴指令力矩分解至各个飞轮，作为各飞轮的飞轮指令力矩；对各飞轮的飞轮指令力矩进行积分，得到各飞轮的飞轮指令角动量；并对得到的各飞轮的飞轮指令角动量进行等比例限幅；根据等比例限幅后的飞轮指令角动量，对卫星进行高精度递阶饱和姿态控制。优选的，根据飞轮组合信息及卫星的姿态信息，解算得到三轴指令力矩，包括：根据飞轮组合信息，解算得到三轴的PI+校正力矩；根据卫星的姿态信息、飞轮角动量信息和磁场信息，解算得到解耦力矩和磁前馈力矩；将PI+校正力矩与解耦力矩和磁前馈力矩进行叠加，将叠加结果作为总的三轴指令力矩。优选的，根据飞轮组合信息，解算得到三轴的PI+校正力矩，包括：根据飞轮组合信息，对三轴姿态角进行限幅；根据限幅后的三轴姿态角，及PI+校正控制率，解算得到三轴的PI+校正力矩。优选的，根据飞轮组合信息，对三轴姿态角进行限幅，包括：根据飞轮组合信息，确定飞轮的实际可用角动量；根据确定的飞轮的实际可用角动量，对三轴姿态角进行限幅。优选的，根据卫星的姿态信息、飞轮角动量信息和磁场信息，解算得到解耦力矩和磁前馈力矩，包括：根据三轴姿态角和飞轮角动量，解算得到解耦力矩；根据飞轮角动量和磁场信息，解算得到指令磁矩；根据指令磁矩和磁场信息，解算得到磁前馈力矩。优选的，解耦力矩的解算需考虑当前实时姿态角；磁前馈力矩的计算需扣除俯仰轴环境干扰力矩的常值分量。优选的，还包括：根据各飞轮的最大输出力矩，对各飞轮的飞轮指令力矩进行等比例限幅。本专利技术还公开了一种基于飞轮构型的卫星高精度递阶饱和姿态控制系统，包括：选择模块，用于根据控制请求和/或飞轮健康状态信息，选择飞轮组合；信息获取模块，用于获取飞轮组合信息及卫星的姿态信息；解算模块，用于根据飞轮组合信息及卫星的姿态信息，解算得到三轴指令力矩；分解模块，用于根据所选择的飞轮组合，将所述三轴指令力矩分解至各个飞轮，作为各飞轮的飞轮指令力矩；积分模块，用于对各飞轮的飞轮指令力矩进行积分，得到各飞轮的飞轮指令角动量；并对得到的各飞轮的飞轮指令角动量进行等比例限幅；控制模块，用于根据等比例限幅后的飞轮指令角动量，对卫星进行高精度递阶饱和姿态控制。本专利技术具有以下优点：(1)本专利技术公开了一种基于飞轮构型的卫星高精度递阶饱和姿态控制方案，姿态控制无需陀螺提供的角速度信息，仅采用星敏角度信息，降低了对单机产品的依赖性。(2)本专利技术公开了一种基于飞轮构型的卫星高精度递阶饱和姿态控制方案，按飞轮安装情况进行力矩和角动量分配限幅，能够更加充分地发挥飞轮的控制能力。(3)本专利技术公开了一种基于飞轮构型的卫星高精度递阶饱和姿态控制方案，在飞轮组合发生切换时算法可自适应的改变飞轮分配矩阵，无需其他任何变动，在飞轮组合发生切换时算法仍然适用，便于飞轮组合重构方便实用。附图说明图1是本专利技术实施例中一种基于飞轮构型的卫星高精度递阶饱和姿态控制方法的步骤流程图；图2是本专利技术实施例中一种基于飞轮构型的卫星高精度递阶饱和姿态控制方法的实现框图；图3是本专利技术实施例中一种开环幅频特性图。具体实施方式为使本专利技术的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本专利技术公开的实施方式作进一步详细描述。如图1，在本实施例中，所述基于飞轮构型的卫星高精度递阶饱和姿态控制方法，包括：步骤101，根据控制请求和/或飞轮健康状态或飞轮健康状态，选择飞轮组合。在本实施例中，可以根据控制请求和/或飞轮健康状态等实际请求，通过人工选择飞轮组合，或星上自主选择飞轮组合。步骤102，获取飞轮组合信息及卫星的姿态信息。步骤103，根据飞轮组合信息及卫星的姿态信息，解算得到三轴指令力矩。在本实施例中，可以根据飞轮组合信息，解算得到三轴的PI+校正力矩；根据卫星的姿态信息、飞轮角动量信息和磁场信息，解算得到解耦力矩和磁前馈力矩；将PI+校正力矩与解耦力矩和磁前馈力矩进行叠加，将叠加结果作为总的三轴指令力矩。优选的，可以通过如下方式解算得到三轴的PI+校正力矩：根据飞轮组合信息，对三轴姿态角进行限幅；根据限幅后的三轴姿态角，及PI+校正控制率，解算得到三轴的PI+校正力矩。其中，可以根据飞轮组合信息，确定飞轮的实际可用角动量；然后，根据确定的飞轮的实际可用角动量，对三轴姿态角进行限幅。优选的，可以通过如下方式解算得到解耦力矩和磁前馈力矩：根据三轴姿态角和飞轮角动量，解算得到解耦力矩；根据飞轮角动量和磁场信息，解算得到指令磁矩；根据指令磁矩和磁场信息，解算得到磁前馈力矩。其中，需要说明的是，在本实施例中，解耦力矩的解算需考虑当前实时姿态角；磁前馈力矩的计算需扣除俯仰轴环境干扰力矩的常值分量步骤104，根据所选择的飞轮组合，将所述三轴指令力矩分解至各个飞轮，作为各飞轮的飞轮指令力矩。在本身实施例中，在将所述三轴指令力矩分解至各个飞轮之前，还可以对所述三轴指令力矩分解至各个飞轮进行等比例限幅处理。步骤105，对各飞轮的飞轮指令力矩进行积分，得到各飞轮的飞轮指令角动量；并对得到的各飞轮的飞轮指令角动量进行等比例限幅。步骤106，根据等比例限幅后的飞轮指令角动量，对卫星进行高精度递阶饱和姿态控制。在上述实施例的基础上，结合一个具体实例进行说明。如图2和图3，以某型号为例，三轴主转动惯量约为[I(x)；I(y)；I(z)]≈[4500；5000；5500]Kg·m2，共配置n个飞轮，飞轮安装矩阵为CD，每个飞轮最大输出力矩0.15N·m，最大角动量15N·ms，三轴磁力矩器最大输出磁矩95A·m2。帆板基频0.1Hz。1)计算指令磁矩M、解耦力矩TDecouple及磁前馈力矩TMagFwd磁卸载指令磁矩M(单位：A·m2)计算如下：其中，k表示三轴磁卸载系数，B表示本体系下的磁场强度，H表示三轴角动量，×表示向量叉本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种基于飞轮构型的卫星高精度递阶饱和姿态控制方法，其特征在于，包括：根据控制请求和/或飞轮健康状态信息，选择飞轮组合；获取飞轮组合信息及卫星的姿态信息；根据飞轮组合信息及卫星的姿态信息，解算得到三轴指令力矩；根据所选择的飞轮组合，将所述三轴指令力矩分解至各个飞轮，作为各飞轮的飞轮指令力矩；对各飞轮的飞轮指令力矩进行积分，得到各飞轮的飞轮指令角动量；并对得到的各飞轮的飞轮指令角动量进行等比例限幅；根据等比例限幅后的飞轮指令角动量，对卫星进行高精度递阶饱和姿态控制。

【技术特征摘要】
1.一种基于飞轮构型的卫星高精度递阶饱和姿态控制方法，其特征在于，包括：根据控制请求和/或飞轮健康状态信息，选择飞轮组合；获取飞轮组合信息及卫星的姿态信息；根据飞轮组合信息及卫星的姿态信息，解算得到三轴指令力矩；根据所选择的飞轮组合，将所述三轴指令力矩分解至各个飞轮，作为各飞轮的飞轮指令力矩；对各飞轮的飞轮指令力矩进行积分，得到各飞轮的飞轮指令角动量；并对得到的各飞轮的飞轮指令角动量进行等比例限幅；根据等比例限幅后的飞轮指令角动量，对卫星进行高精度递阶饱和姿态控制。2.根据权利要求1所述的基于飞轮构型的卫星高精度递阶饱和姿态控制方法，其特征在于，根据飞轮组合信息及卫星的姿态信息，解算得到三轴指令力矩，包括：根据飞轮组合信息，解算得到三轴的PI+校正力矩；根据卫星的姿态信息、飞轮角动量信息和磁场信息，解算得到解耦力矩和磁前馈力矩；将PI+校正力矩与解耦力矩和磁前馈力矩进行叠加，将叠加结果作为总的三轴指令力矩。3.根据权利要求2所述的基于飞轮构型的卫星高精度递阶饱和姿态控制方法，其特征在于，根据飞轮组合信息，解算得到三轴的PI+校正力矩，包括：根据飞轮组合信息，对三轴姿态角进行限幅；根据限幅后的三轴姿态角，及PI+校正控制率，解算得到三轴的PI+校正力矩。4.根据权利要求3所述的基于飞轮构型的卫星高精度递阶饱和姿态控制方法，其特征在于，根据飞轮组合信息，对三轴姿态角进行限幅，包括：根据飞轮组合信息，确定飞轮的实际可用角动...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘川，李利亮，郑梦兴，蔡陈生，陈敏花，
申请(专利权)人：上海航天控制技术研究所，
类型：发明
国别省市：上海,31