一种使用动量轮与磁力矩器联合的速率阻尼方法技术

本发明专利技术公开了一种使用动量轮与磁力矩器联合的速率阻尼方法，根据陀螺测量的角速度和动量轮当前的角动量，计算卫星总角动量HT；当角动量较小时使用三轴动量轮进行快速阻尼；当角动量超出动量轮的角动量吸收能力时，使用三轴磁力矩器进行速率阻尼。在磁阻尼过程中，一旦卫星角动量减小到一定范围，则切换为使用动量轮阻尼。本发明专利技术结合动量轮和磁力矩器两种速率阻尼的特点，在两者之间实现合理的切换，减少速率阻尼所需的时间。

【技术实现步骤摘要】
【专利摘要】本专利技术公开了，根据陀螺测量的角速度和动量轮当前的角动量，计算卫星总角动量HT；当角动量较小时使用三轴动量轮进行快速阻尼；当角动量超出动量轮的角动量吸收能力时，使用三轴磁力矩器进行速率阻尼。在磁阻尼过程中，一旦卫星角动量减小到一定范围，则切换为使用动量轮阻尼。本专利技术结合动量轮和磁力矩器两种速率阻尼的特点，在两者之间实现合理的切换，减少速率阻尼所需的时间。【专利说明】
本专利技术涉及，可以在不使用推进系统的情况下，充分发挥动量轮阻尼速度快的特点，减少卫星速率阻尼的时间。
技术介绍
当在轨运行的卫星发生故障导致姿态翻滚时，需要消除姿态角速度，即速率阻尼。一般卫星都装有推进系统，使用推力器喷气产生的力矩可以实现速率阻尼。 微小卫星为了减小重量而不配置推力器等推进系统，一般使用磁力矩器产生力矩进行速率阻尼，称为磁阻尼。然而磁力矩器产生的力矩很小，磁阻尼的时间一般非常长，往往需要几个小时以上。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题是:克服现有技术的不足，提供了，可以在不使用推进系统的情况下，能够减少速率阻尼所需的时间。 本专利技术包括如下技术方案: ，所述动量轮为三轴动量轮，磁力矩器为三轴磁力矩器，每个控制周期的速率阻尼方法步骤如下: (I)根据陀螺测量的角速度和动量轮当前的角动量，计算卫星总角动量Ht ； (2)判断卫星总角动量Ht大小； 当所述卫星总角动量Ht大于设定值H3小于设定值H2时，转入步骤(3);当卫星总角动量Ht大于设定值H1时，转入步骤(4);当卫星总角动量％小于等于设定值比时，转入步骤(5);当H2 <HT SH1时，判断上一周期的速率阻尼方式，当上一周期为动量轮速率阻尼时，转入步骤(3)，当上一周期为磁力矩器阻尼时，转入步骤(4) ；H3<H2<H1 ； (3)根据陀螺测量的角速度进行动量轮速率阻尼；然后本控制周期结束，等待进入下一控制周期； (4)根据陀螺测量的角速度进行磁力矩器速率阻尼，同时动量轮维持标称角动量；然后本控制周期结束，等待进入下一控制周期； (5)结束速率阻尼。 进行动量轮速率阻尼的方法如下: 根据陀螺测量的角速度? = [4 r% 4计算需要动量轮产生的星体三轴控制力矩!；、1；和Tz，计算公式为: TrI\?γ Ty = ^Kd ■ my， Τ,?ζ 其中Kd为增益系数，为3X3对角线矩阵； 根据需要动量轮产生的星体三轴控制力矩，分别向三轴动量轮发送控制指令。 动量轮速率阻尼的方法如下: K 根据陀螺测量的角速度.& = [!% Ar用公式Μ =计算三轴磁力矩器所需产生的磁矩Μ，其中B为磁场强度矢量在卫星本体系的三轴分量，?表示两个矢量叉乘，Km为增益系数；根据三轴磁力矩器所需产生的磁矩M向三轴磁力矩器施加控制电压。 本专利技术与现有技术相比的优点在于: 本专利技术当角动量较小时使用三轴动量轮进行快速阻尼；当角动量超出动量轮的角动量吸收能力时，使用三轴磁力矩器进行速率阻尼。在磁阻尼过程中，一旦卫星角动量减小到一定范围，则切换为使用动量轮阻尼。本专利技术结合动量轮和磁力矩器两种速率阻尼的特点，在两者之间实现合理的切换，减少速率阻尼所需的时间。 【专利附图】【附图说明】 图1为本专利技术的速率阻尼方法所基于的卫星的姿态控制系统框图。 图2为本专利技术的速率阻尼方法流程图。 【具体实施方式】 如图1所示，卫星的姿态控制系统包括姿态控制计算机、动量轮、磁力矩器以及陀螺。陀螺可以测量卫星的角速度。姿态控制计算机采集陀螺测量的角速度。 姿态控制计算机的速率阻尼控制为闭环控制。每个控制周期内，姿态控制计算机首先采集陀螺测量的角速度和动量轮当前角动量，计算出当前星体的总角动量。然后，对总角动量的大小进行判断，当总角动量较小时，使用动量轮进行速率阻尼，计算所需的控制力矩；当总角动量较大时，使用磁力矩器进行速率阻尼计算所需的磁矩，同时动量轮进行标称转速保持控制。最后姿态控制计算机根据计算的控制力矩和磁矩分别向磁力矩器和动量轮发送指令。闭环控制过程中，随着卫星角动量的变化，会在磁力矩器速率阻尼和动量轮速率阻尼之间切换，直到卫星的总角动量接近零。 如图2所示，本专利技术的速率阻尼方法，具体包括如下步骤: (I)使用陀螺测量卫星三个轴的姿态角速度? = [?Λ.Sy再根据动量轮当前的角动量[Hx Hy Hz HJT，使用如下的公式计算卫星角动量Ht:7/λΓ] Γ//,1 Γ?； II ν! = Hv +?/" ?ν[y/J Ht =^H2xl.+H;+Η% 其中Jci为星体的转动惯量矩阵。Hx，Hy, Hz分别是沿卫星三个惯量主轴安装的动量轮的角动量。最后得到的Ht为星体和动量轮整体的总角动量大小。 (2)根据Ht的大小判断是使用动量轮进行速率阻尼还是使用磁力矩器进行速率阻尼。 当Ht大于设定值H1时，使用磁力矩器进行速率阻尼；当大于设定值H3小于设定值H2时，使用动量轮进行速率阻尼。 H2的取值设置应比动量轮的最大角动量略小,保证动量轮能够吸收所有的角动量。为了避免速率阻尼在两种方式之间频繁切换，考虑测量误差后，H1的取值略大于H2。例如，动量轮最大角动量为0.5Nms，则可设置H1 = 0.4，H2 = 0.3。 当总角动量Ht处于H2和H1之间时，维持之前的速率阻尼状态。如果之前为动量轮速率阻尼，则继续进行动量轮速率阻尼；如果之前是磁力矩器阻尼，则继续进行磁力矩器速率阻尼。当刚开始速率阻尼时，默认当前的速率阻尼状态为动量轮速率阻尼。 a.磁力矩器速率阻尼 根据当前地球磁场在卫星本体系的三轴分量和卫星的角速度计算三轴磁力矩器所需产生的磁矩: Μ = -^.(ΒΦω)I碑 其中B为磁场强度矢量在卫星本体系的三轴分量，可以利用磁场模型计算得到，也可使用磁强计测量得到。》表示两个矢量叉乘。Km为增益系数。增益系数Km的典型值取15，可以根据磁力矩器的大小、卫星轨道所处的地球磁场强度的具体值进行选取。姿态控制计算机根据所需的三轴磁矩，对三轴磁力矩器施加一定的电压，使其产生磁矩。 磁力矩器速率阻尼的同时，动量轮需要维持标称角动量。维持标称角动量的控制算法如下: AHx = Hx0-Hx Δ Hy = Hy0-Hy AHz = Hz0-Hz 4= IJtx + Km ■ At - AHx，Ikx = mlf(I；a, Imx); I； = Ihy + Km ■ Δ/.Miy，Ihy = mlf(l；v, /,腿); Ils = J1l + κ.獲-M-Mii, 4 = mlf(!I—,/,腿)； Tx = Ihx+KpH.Δ Hx Ty = Ihy+KpH.AHy Tz = Ihz+KpH.Δ Hz TxTyTz分别是需要动量轮产生的星体三轴控制力矩。 其中Hxtl, Hy0, Hz0为三个动量轮的标称角动量，一般均设置为O。IlxJlyJi为三轴角动量积分值，为上一周期三轴角动量积分值，积分值初始值均为O。Ihx, Ihy和 Ihz为限幅后的三轴角动量积分值；KPH为比例项控制参数，Kih为积分控制参数，Ifflax为积分限幅值，这三个参数取本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种使用动量轮与磁力矩器联合的速率阻尼方法，所述动量轮为三轴动量轮，磁力矩器为三轴磁力矩器，其特征在于，每个控制周期的速率阻尼方法步骤如下：(1)根据陀螺测量的角速度和动量轮当前的角动量，计算卫星总角动量HT；(2)判断卫星总角动量HT大小；当所述卫星总角动量HT大于设定值H3小于设定值H2时，转入步骤(3)；当卫星总角动量HT大于设定值H1时，转入步骤(4)；当卫星总角动量HT小于等于设定值H3时，转入步骤(5)；当H2≤HT≤H1时，判断上一周期的速率阻尼方式，当上一周期为动量轮速率阻尼时，转入步骤(3)，当上一周期为磁力矩器阻尼时，转入步骤(4)；H3<H2<H1；(3)根据陀螺测量的角速度进行动量轮速率阻尼；然后本控制周期结束，等待进入下一控制周期；(4)根据陀螺测量的角速度进行磁力矩器速率阻尼，同时动量轮维持标称角动量；然后本控制周期结束，等待进入下一控制周期；(5)结束速率阻尼。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：韩冬，邢林峰，郝金华，谌颖，龚宇莲，李鹤，谢晓兵，徐子荔，毕鹏波，盖晓亮，谢红，
申请(专利权)人：北京控制工程研究所，
类型：发明
国别省市：北京;11