一种基于地磁力矩的飞轮起旋控制方法技术

本发明专利技术公开了一种基于地磁力矩的飞轮起旋控制方法，包含如下步骤：S1，针对速率模式飞轮，以控制用姿态计算飞轮控制用指令转速，输出飞轮指令转速为飞轮指令控制量与飞轮转速偏置量之和；S2，对飞轮进行磁卸载控制，实现对飞轮反作用动量控制，使得飞轮在磁卸载目标转速工作；S3，调整俯仰飞轮起旋的目标转速，对俯仰飞轮的起旋或消旋控制。本发明专利技术能够在无喷气推力可用的工况，仍能实现偏置动量飞轮的起旋和消旋控制。

【技术实现步骤摘要】
一种基于地磁力矩的飞轮起旋控制方法
本专利技术涉及卫星姿态控制领域，特别涉及一种基于地磁力矩的飞轮起旋控制方法。
技术介绍
根据卫星动量装置的角动量分配和卫星姿态运动特性，可将姿态控制系统分为零动量姿态控制系统和偏置动量姿态控制系统。若三轴稳定卫星飞轮装置角动量hx、hy、hz的量级等同，并且与星体角动量Ixw0、Iyw0、Izw0之量级相近，则卫星不具有陀螺定轴性，称之为零动量系统。零动量卫星的优点是各轴近似解耦，可独立控制，容易实现较高的稳定度及机动性；缺点是不具备定轴性，外干扰力矩足以改变卫星指向。偏置动量姿态控制系统是指在卫星的俯仰轴负方向，也即卫星轨道面法线方向安装大角动量飞轮，储存在高速旋转飞轮中的角动量使卫星具有陀螺定轴性，对滚动、偏航轴产生陀螺罗盘效应，卫星的偏航误差将随着卫星在轨道上的运动耦合为滚动误差。偏置动量系统的优点是，不需要偏航敏感器，仅通过两轴的测量(地平仪)即可实现三轴稳定控制；在突发大干扰情况下，短期内不会丢失姿态基准；开环控制时仍能保证近晨昏轨道卫星的能源安全。偏置动量方案的技术已在多颗卫星上有成功应用，在轨实践充分证明了偏置动量方案的安全性。但偏置动量方案的应用也存在一定的局限性，因偏置动量的定轴性会影响卫星机动性能。因此零动量和偏置动量结合的方式在当今卫星姿态控制系统中获得了越来越重要的应用，即零动量方案实现姿态机动等功能，通过俯仰飞轮起旋进入偏置动量控制，提高长期在轨运行时姿态控制系统的可靠性和安全性。而实现上述控制系统切换的关键在于，能够在保证对地稳定控制的前提下，简单可靠的实现偏置飞轮的起旋和消旋控制。以往卫星多采用喷气姿态控制实现俯仰飞轮的起旋，该方式控制模式切换复杂，且某些小卫星无轨道控制要求，出于重量和成本考虑，无法为飞轮起旋专门配置推力器。因此有必要开发一种基于地磁力矩的飞轮起旋控制方法，避免控制模式切换，无喷气情况下实现偏置动量飞轮的起旋和消旋控制。
技术实现思路
本专利技术的目的是提供一种基于地磁力矩的飞轮起旋控制方法，在无喷气推力可用的工况，仍能实现偏置动量飞轮的起旋和消旋控制。为了实现以上目的，本专利技术是通过以下技术方案实现的：一种基于地磁力矩的飞轮起旋控制方法，其特点是，包含如下步骤：S1，针对速率模式飞轮，以控制用姿态计算飞轮控制用指令转速，输出飞轮指令转速为飞轮指令控制量与飞轮转速偏置量之和；S2，对飞轮进行磁卸载控制，实现对飞轮反作用动量控制，使得飞轮在磁卸载目标转速工作；S3，调整俯仰飞轮起旋的目标转速，对俯仰飞轮的起旋或消旋控制。所述的步骤S1中飞轮转速偏置量由各轴飞轮中心转速遥控量和俯仰飞轮起旋目标量叠加得到。所述的步骤S2的被卸载角动量为姿态控制对应的指令转速，即当前飞轮指令转速与磁卸载目标飞轮转速的差值。所述的磁卸载目标飞轮转速用来设置为飞轮起旋目标值。所述的步骤S3具体为：S3.1，在收到起旋控制指令后，保持稳态飞轮控制，每隔固定时间间隔将俯仰飞轮起旋的目标转速增加负的转速增量，实现俯仰飞轮起旋控制；S3.2，在收到消旋控制指令后，保持稳态飞轮控制，每隔固定时间间隔将俯仰飞轮起旋的目标转速增加正的转速增量，实现俯仰飞轮消旋控制。本专利技术与现有技术相比，具有以下优点：本专利技术通过飞轮中心转速的自主等间隔设置，可实现磁卸载力矩与飞轮的动量交换，实现偏置动量飞轮的起旋和消旋，且到位后无需控制模式及控制算法的切换，因此该方法简洁，易于工程实现附图说明图1为本专利技术一种基于地磁力矩的飞轮起旋控制方法的流程图；图2为偏置动量卫星滚动和偏航误差的耦合特性；图3为偏置动量飞轮起旋示意图。具体实施方式以下结合附图，通过详细说明一个较佳的具体实施例，对本专利技术做进一步阐述。如图1所示，一种基于地磁力矩的飞轮起旋控制方法，包含如下步骤：S1，针对速率模式飞轮，以控制用姿态计算飞轮控制用指令转速，输出飞轮指令转速为飞轮指令控制量与飞轮转速偏置量之和，其中飞轮转速偏置量由各轴飞轮(滚动轴飞轮、俯仰轴飞轮和偏航轴飞轮)中心转速遥控量和俯仰飞轮起旋目标量叠加得到，即可通过中心转速设置来实现轨道角速度与飞轮角动量耦合力矩的前馈，用于抵消外干扰力矩；又能通过俯仰飞轮起旋转速目标值的设置，实现俯仰飞轮起旋或消旋控制；S2，对飞轮进行磁卸载控制，实现对飞轮反作用动量控制，使得飞轮在磁卸载目标转速工作；S3，通过自主或遥控调整俯仰飞轮起旋的目标转速，对俯仰飞轮的起旋或消旋控制。具体为：S3.1，在收到起旋控制指令后，保持稳态飞轮控制，每隔固定时间间隔将俯仰飞轮起旋的目标转速增加负的转速增量，实现俯仰飞轮起旋控制；S3.2，在收到消旋控制指令后，保持稳态飞轮控制，每隔固定时间间隔将俯仰飞轮起旋的目标转速增加正的转速增量，实现俯仰飞轮消旋控制。上述的步骤S1中飞轮转速偏置量由各轴飞轮中心转速遥控量和俯仰飞轮起旋目标量叠加得到。上述的步骤S2的被卸载角动量为姿态控制对应的指令转速，即当前飞轮指令转速与磁卸载目标飞轮转速的差值。上述的磁卸载目标飞轮转速用来设置为飞轮起旋目标值。如图2、3所示，步骤S1具体通过PI控制飞轮转速，由星体相对轨道系姿态角θ,ψ计算飞轮的指令转速。deltSpdCmd(y)＝Kpyθ+Kiy∫θ其中θ,ψ为三轴控制用姿态；ω0为轨道角速度；hx、hz分别为滚动、偏航轴飞轮角动量；Kpx、Kix、Kpy、Kiy、Kpz、Kiz为PI控制参数；飞轮转速由rad/s转换为rpm需乘以系数rad2rpm＝30/π。对输出飞轮指令转速进行限幅。星载软件最终发送给飞轮的转速指令＝控制量+偏置量SpdCmd(x)＝deltSpdCmd(x)+SpdCmd_baised(x)SpdCmd(y)＝deltSpdCmd(y)+SpdCmd_baised(y)SpdCmd(z)＝deltSpdCmd(z)+SpdCmd_baised(z)其中转速偏置量由各轴飞轮中心转速遥控量和俯仰飞轮起旋目标量叠加得到SpdCmd_baised(x)＝0+YK_spdcmd(x)SpdCmd_baised(y)＝Yk_rwa2+YK_spdcmd(y)SpdCmd_baised(z)＝0+YK_spdcmd(z)其中YK_spdcmd为遥控给出的飞轮中心转速，通过中心转速设置可实现轨道角速度与飞轮角动量耦合力矩的前馈，用于抵消外干扰力矩，该中心转速默认为0rpm。Yk_rwa2为俯仰飞轮起旋转速目标值。所述的步骤2具体包含：当三轴使用飞轮进行闭环控制时，自主调用磁卸载。Ic＝mag_moment/kic其中Ic为三轴磁力矩器控制电流；Kunload为磁卸载系数；kic为磁力矩器磁矩和电流转换系数。deltSpdCmd为当前飞轮指令转速与磁卸载目标转速的差值；Bx、By、Bz分别为本体磁场强度，在正常稳态工作模式下，使用三轴磁强计测量得到，也可由星载软件根据轨道信息计算得到。所述的步骤S3具体为：在完成上述飞轮PI控制器设计和磁卸载控制律设计后，通过自主或遥控设置俯仰飞轮偏置转速，即可通过对星体的姿态稳定控制，实现磁控力矩与飞轮的角动量交换，逐步实现飞轮起旋或消旋控制。起旋控制：在收到起旋控制指令后，仍保持稳态飞轮PI控制，只需每隔300s将Yk_rwa2增加-500rpm，直至Yk_rwa本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于地磁力矩的飞轮起旋控制方法，其特征在于，包含如下步骤：S1，针对速率模式飞轮，以控制用姿态计算飞轮控制用指令转速，输出飞轮指令转速为飞轮指令控制量与飞轮转速偏置量之和；S2，对飞轮进行磁卸载控制，实现对飞轮反作用动量控制，使得飞轮在磁卸载目标转速工作；S3，调整俯仰飞轮起旋的目标转速，对俯仰飞轮的起旋或消旋控制。

【技术特征摘要】
1.一种基于地磁力矩的飞轮起旋控制方法，其特征在于，包含如下步骤：S1，针对速率模式飞轮，以控制用姿态计算飞轮控制用指令转速，输出飞轮指令转速为飞轮指令控制量与飞轮转速偏置量之和；S2，对飞轮进行磁卸载控制，实现对飞轮反作用动量控制，使得飞轮在磁卸载目标转速工作；S3，调整俯仰飞轮起旋的目标转速，对俯仰飞轮的起旋或消旋控制。2.如权利要求1所述的基于地磁力矩的飞轮起旋控制方法，其特征在于，所述的步骤S1中飞轮转速偏置量由各轴飞轮中心转速遥控量和俯仰飞轮起旋目标量叠加得到。3.如权利要求1所述的基于地磁力矩的飞轮起旋控制方法，其特征在于，所述的步骤...

【专利技术属性】
技术研发人员：王世耀，范蕾懿，杜宁，李芳华，孙锦花，
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