The invention discloses an electric push protected in the process of high precision and high stability of satellite attitude control method: S1, satellite control system parameter switching control parameters for high bandwidth; S2, satellite control system for collecting a plurality of continuous control cycle flywheel speed and high order difference, identified by the satellite attitude disturbance torque if the disturbance torque of the torque is less than the set threshold, determining near vector electric push has been transferred to the specified angle, step S5, if the disturbance torque of the torque is greater than the set threshold, step S3; S3, according to the disturbance and calculation of satellite centroid offset; S4, according to the satellite mass center offset electric push torque balance vector electric push should turn angle calculation, the open-loop control method for driving electric push to the specified direction, return to step S2; S5, the disturbance torque as feedback access The closed-loop control is carried out, and the disturbance torque is controlled to near 0 by adjusting the angle of the control algorithm, and the high precision disturbance torque is suppressed.
【技术实现步骤摘要】
一种电推位保过程中的卫星高精度高稳度姿态控制方法
本专利技术涉及一种电推位保过程中的卫星高精度高稳度姿态控制方法。
技术介绍
运行于地球同步轨道的卫星,当卫星轨道倾角和偏心率快要超出控制范围时,需要执行轨道位置保持操作。对于化学推进,通常每周或每两周点火1次,由于化学推进的推力较大,有时会引发较大的卫星姿态扰动,导致位保器件部分高精度载荷无法工作;对于电推进,可以每天自主进行倾角和轨道偏心率控制,每次的控制幅度很小,一般为几十mN的量级,产生的姿态干扰小的多,有助于保持很高的轨道和姿态控制精度,这对于高精度控制任务,尤其是携带大型挠性天线卫星或是激光通信卫星的姿态高精度控制使非常有利的。同时,由于地球同步轨道卫星只能依靠推力器来对执行机构的角动量进行卸载,因此在卫星动量管理过程中,相对化学推进而言,使用电推进进行角动量卸载产生的瞬时激励更小,不易激起挠性附件的柔性振动,在卫星姿态控制中具有更突出的优点。此外,电推进由于比冲更高,使用电推进的最大优点是可大幅减少推进剂携带量,在携带同等重量有效载荷的情况下可使发射重量减轻约一半,从而可实现一箭双星发射,有效降低研制和发射成本,显著提升卫星平台的市场竞争力。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种电推位保过程中的卫星高精度高稳度姿态控制方法,使卫星在进行轨道位保过程中,对连续多拍飞轮转速数据进行高阶差分,从而辨识出电推对姿态产生的干扰力矩,并以此开展质心在轨辨识,同时借助电推矢量控制装置实施干扰力矩抑制和角动量管理,实现卫星位保期间的姿态高精度高稳定度控制。为了达到上述目的,本专利技术通过以下技术方案实现:一种 ...
【技术保护点】
一种电推位保过程中的卫星高精度高稳度姿态控制方法,其特征在于,包含以下步骤:S1、卫星控制系统参数切换为高带宽控制参数;S2、卫星控制系统采集连续多个控制周期的飞轮转速,通过对飞轮转速进行高阶差分计算卫星受到的姿态干扰力矩,若干扰力矩小于设定的干扰力矩上阈值,判定矢量电推已转到指定角度附近,执行步骤S5,若干扰力矩大于设定的干扰力矩上阈值,执行步骤S3;S3、根据干扰力矩,计算卫星质心偏移量;S4、根据卫星质心偏移量计算电推力矩平衡时矢量电推应转角度,采用开环控制方法驱动电推转到该指定方向,返回执行步骤S2确认矢量电推是否转动到位;S5、将干扰力矩或飞轮角动量作为反馈量接入系统进行闭环控制,通过控制算法调节转角将反馈量控到0附近,以完成高精度干扰力矩抑制。
【技术特征摘要】
1.一种电推位保过程中的卫星高精度高稳度姿态控制方法,其特征在于,包含以下步骤:S1、卫星控制系统参数切换为高带宽控制参数;S2、卫星控制系统采集连续多个控制周期的飞轮转速,通过对飞轮转速进行高阶差分计算卫星受到的姿态干扰力矩,若干扰力矩小于设定的干扰力矩上阈值,判定矢量电推已转到指定角度附近,执行步骤S5,若干扰力矩大于设定的干扰力矩上阈值,执行步骤S3;S3、根据干扰力矩,计算卫星质心偏移量;S4、根据卫星质心偏移量计算电推力矩平衡时矢量电推应转角度,采用开环控制方法驱动电推转到该指定方向,返回执行步骤S2确认矢量电推是否转动到位;S5、将干扰力矩或飞轮角动量作为反馈量接入系统进行闭环控制,通过控制算法调节转角将反馈量控到0附近,以完成高精度干扰力矩抑制。2.如权利要求1所述的电推位保过程中的卫星高精度高稳度姿态控制方法,其特征在于,所述的步骤S5具体包含:S51、将干扰力矩作为反馈量接入系统进行闭环控制,通过控制算法调节转角将干扰力矩控到0附近;S52、判断干扰力矩是否小于设定的干扰力矩下阈值,若是,则执行步骤S53进一步根据飞轮角动量判定是否对其进行卸载,若不是,则返回执行步骤S51;S53、判断飞轮角动量是否高于设定的飞轮角动量上阈值,若是,则需要...
【专利技术属性】
技术研发人员:操宏磊,王静吉,朱虹,陈占胜,
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
还没有人留言评论。发表了对其他浏览者有用的留言会获得科技券。