敏捷卫星姿态往复快速摆动的执行机构配置及控制方法技术

本发明专利技术公开了敏捷卫星姿态往复快速摆动的执行机构配置及控制方法，所述执行机构设置为复合姿态控制执行机构，包括控制力矩陀螺以及反作用飞轮，所述控制力矩陀螺以及反作用飞轮的数量均设置为两个，以敏捷卫星平台为中心构建直角三维坐标系Oxyz，两个所述反作用飞轮分别安装在y,z轴上且其转子转动正方向分别朝向y,z轴负方向，两个所述控制力矩陀螺的框架轴安装方向与y轴平行，且构成双控制力矩陀螺结构，其输出的控制力矩作用在x轴方向。其控制方法包括构建动力学、运动学方程以及设计控制器，继而控制卫星的姿态机动。上述执行机构配置及控制方法有效实现了卫星姿态大角度往复快速摆动。

Configuration and Control Method of Actuator for Fast Reciprocating Attitude Swing of Agile Satellite

The present invention discloses the configuration and control method of the actuator for quick reciprocating attitude swing of agile satellite. The actuator is set as a composite attitude control actuator, including a control moment gyro and a reaction flywheel. The number of the control moment gyroscope and reaction flywheel is set to two, and the three-dimensional rectangular coordinate system Oxyz is constructed with the agile satellite platform as the center. The reaction flywheels are mounted on the Y and Z axes respectively, and the rotor rotates in the positive direction and the negative direction of the Y and Z axes respectively. The installation direction of the frame axes of the two control moment gyroscopes is parallel to the Y axes, and the structure of the double control moment gyroscope is formed. The output control moment acts on the X axes. The control method includes the construction of dynamics, kinematics equation and the design of controller to control the attitude maneuver of the satellite. The actuator configuration and control method mentioned above effectively realize the large angle reciprocating and fast swing of satellite attitude.

【技术实现步骤摘要】
敏捷卫星姿态往复快速摆动的执行机构配置及控制方法
本专利技术涉及航天控制
，尤其涉及敏捷卫星姿态往复快速摆动的执行机构配置及控制方法。
技术介绍
遥感卫星目前在民事和军事应用领域均具有不可替代的重要作用，为提高遥感卫星快速响应能力和成像能力，缩短对地目标重访周期，兼顾高分辨率与宽幅成像，具备高速姿态大角度机动能力的敏捷遥感卫星受到了越来越多的关注。由于敏捷卫星需在指定时间内完成姿态快速大角度机动，系统呈现出强非线性，并同时需保证高精度的姿态稳定，这对卫星姿态控制系统的设计提出了极大的挑战。典型卫星姿态控制执行机构主要分为有源控制执行机构，包括喷管和磁力矩器，及角动量交换执行机构，包括反作用飞轮和控制力矩陀螺。由于输出控制力矩比相同功耗下的高，控制精度比喷管高，且不会对光学器件造成污染，因此是敏捷卫星较为理想的执行机构。当前为满足大角度快速机动的需求，国内外敏捷卫星主要采用作为其执行机构，卫星的姿态机动能力最大达到了4.5°/s。康奈尔大学Violet卫星以8个控制力矩陀螺作为执行机构，实验证实该卫星机动角速度可达10°/s。依靠大角度快速机动能力，敏捷卫星可以实现推扫拼幅成像、立体拼幅成像、多点目标快速成像、动态扫描成像等多类工作模式，大大提升了卫星的观测能力。然而，随着当前战场侦察、灾区监测等任务对超大幅宽及高时效性成像数据的要求越来越高，现有的几类成像工作模式无法完成日益增长的任务需求。为在有限时间内实现对地目标的超大幅宽无缝连续成像，可控制敏捷卫星的姿态沿穿轨方向进行大角度往复快速摆动。如图1所示，通过敏捷卫星的姿态往复快速摆动，可完成多个成像条带(成像条带1、成像条带2、成像条带3…)，利用多条带无缝拼接即可完成一次超大幅宽过顶拍摄。当敏捷卫星处于此类工作模式时，为保证其穿轨方向较大的扫描成像幅宽，同时保证其完成一个侧摆周期时间小于其星下点沿轨方向运动一个幅宽的时间，要求敏捷卫星在偏离星下点±45°范围进行侧摆机动，且机动角速度长时间保持在20°/s。以上对敏捷卫星的机动能力要求，已大幅超过现有敏捷卫星姿态控制系统的能力。如何在载荷有限及执行机构输出控制力矩有限的情况下，实现长时间大角度快速机动，这对敏捷卫星姿态控制系统的设计提出了新的挑战。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题是：提供一种配置简单、机动能力强、快速性好且能有效实现卫星姿态大角度往复快速摆动的执行机构配置及控制方法。为了解决上述技术问题，本专利技术是通过以下技术方案实现的：一种敏捷卫星姿态往复快速摆动的执行机构配置方法，所述执行机构设置为搭载安装在敏捷卫星平台上的复合姿态控制执行机构，包括控制力矩陀螺以及反作用飞轮，所述控制力矩陀螺以及反作用飞轮的数量均设置为两个，其配置方法为：以敏捷卫星平台为中心构建直角三维坐标系Oxyz，其中，两个所述反作用飞轮分别安装在y,z轴上且其转子转动正方向分别朝向y,z轴负方向，两个所述控制力矩陀螺的框架轴安装方向与y轴平行，且构成双控制力矩陀螺结构，其输出的控制力矩作用在x轴方向，其中x轴为敏捷卫星的滚转轴，敏捷卫星在x轴方向具备快速机动能力，通过控制力矩陀螺控制敏捷卫星绕滚转轴往复快速机动，反作用飞轮控制敏捷卫星在y,z两轴方向上的姿态稳定。作为优选，两个所述的控制力矩陀螺结构参数相同。作为优选，两个所述的控制力矩陀螺结构的框架轴互相平行，转速相等但相反，一个框架轴沿y轴正方向转动，另一个沿y轴负方向转动。作为优选，两个所述的控制力矩陀螺结构的框架角及框架角速度等值反向。所述的敏捷卫星姿态往复快速摆动的控制方法，包括构建基于所述复合姿态控制执行机构的卫星姿态动力学模型，具体步骤是利用矢量力学的建模方法，首先建立包括控制力矩陀螺以及反作用飞轮在内的整星关于其系统质心的角动量方程，然后利用角动量定理得到系统角动量变化与力矩之间的关系，最后再将上述方程向卫星本体系进行投影，继而建立卫星姿态动力学模型；构建基于所述复合姿态控制执行机构的卫星姿态运动学模型，具体步骤是利用四元数姿态参数表示方法，首先建立卫星在本体系下的姿态运动学方程，然后根据期望姿态四元数及当前姿态四元数的关系，建立卫星姿态运动学误差方程；利用所构建的敏捷卫星姿态动力学及运动学模型，设计基于复合姿态控制执行机构且能控制敏捷卫星按照期望姿态进行机动的姿态控制器。具体步骤是首先针对姿态误差系统构造系统的Lyapunov函数并对其求导，然后利用Lyapunov定理和LaSalle不变集原理，设计姿态控制器，通过姿态控制器输出指令信号，将指令信号输入所述复合姿态控制执行机构，继而使得复合姿态控制执行机构控制卫星按照期望姿态进行机动。与现有技术相比，本专利技术的有益之处是：所述敏捷卫星姿态往复快速摆动的执行机构配置及控制方法，其执行机构的配置简单，控制方法简洁明了，具有以下优点：一、敏捷卫星的姿态机动性强、快速性好，通过控制敏捷卫星的姿态在规定时间内，沿穿轨方向进行大角度往复快速摆动，在短时间内大幅提高了目标信息获取量，可满足当前战场态势侦察、灾区目标监测等超大幅宽及高时效性成像任务需求；二、其复合姿态控制执行机构的配置简单，可实现重量轻、体积小的敏捷性微小型搜索卫星，提高了使用的灵活性。附图说明下面结合附图对本专利技术进一步说明：图1是现有的敏捷卫星姿态大角度往复快速摆动实现超大幅宽无缝连续成像原理示意图；图2是本专利技术中敏捷卫星的复合姿态控制执行机构配置示意图；图3是本专利技术中双控制力矩陀螺结构构型配置示意图；图4是本专利技术的仿真实验过程中生成的敏捷卫星姿态角时间响应曲线；图5是本专利技术的仿真实验过程中生成的敏捷卫星姿态角速度时间响应曲线；图6是本专利技术的仿真实验过程中生成的控制力矩陀螺框架角时间响应曲线。具体实施方式下面将对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅是本专利技术的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本专利技术保护的范围：如图2至图3所示的一种敏捷卫星姿态往复快速摆动的执行机构配置方法，所述执行机构设置为搭载安装在敏捷卫星平台上的复合姿态控制执行机构，包括控制力矩陀螺以及反作用飞轮，所述控制力矩陀螺以及反作用飞轮的数量均设置为两个，其配置方法为：以敏捷卫星平台为中心构建直角三维坐标系Oxyz，其中，两个所述反作用飞轮分别安装在y,z轴上且其转子转动正方向分别朝向y,z轴负方向，其中，v1，v2分别为两个转子的转动方向单位矢量，两个所述控制力矩陀螺的框架轴安装方向与y轴平行，且构成双控制力矩陀螺结构，其输出的控制力矩作用在x轴方向，其中x轴为敏捷卫星的滚转轴，敏捷卫星在x轴方向具备快速机动能力，通过控制力矩陀螺控制敏捷卫星绕滚转轴往复快速机动，通过反作用飞轮提供的精确连续但幅值较小的力矩来控制敏捷卫星在y,z两轴方向上的姿态稳定，在实际应用中，为满足敏捷卫星对地目标的超大幅宽无缝连续成像需求，敏捷卫星需在穿轨方向进行大角度往复快速摆动，因此，敏捷卫星仅需在滚转轴具备快速机动能力，其他两轴保持姿态稳定即可，而选用上述控制力矩陀螺以及反作用飞轮的执行结构，有效减小了整星的转动惯量，而依靠控制力矩陀螺输出控制力矩较大的特性能保证绕本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种敏捷卫星姿态往复快速摆动的执行机构配置方法，其特征在于：所述执行机构设置为搭载安装在敏捷卫星平台上的复合姿态控制执行机构，包括控制力矩陀螺以及反作用飞轮，所述控制力矩陀螺以及反作用飞轮的数量均设置为两个，其配置方法为：以敏捷卫星平台为中心构建直角三维坐标系Oxyz，其中，两个所述反作用飞轮分别安装在y,z轴上且其转子转动正方向分别朝向y,z轴负方向，两个所述控制力矩陀螺的框架轴安装方向与y轴平行，且构成双控制力矩陀螺结构，其输出的控制力矩作用在x轴方向，其中x轴为敏捷卫星的滚转轴，敏捷卫星在x轴方向具备快速机动能力，通过控制力矩陀螺控制敏捷卫星绕滚转轴往复快速机动，反作用飞轮控制敏捷卫星在y、z两轴方向上的姿态稳定。

【技术特征摘要】
1.一种敏捷卫星姿态往复快速摆动的执行机构配置方法，其特征在于：所述执行机构设置为搭载安装在敏捷卫星平台上的复合姿态控制执行机构，包括控制力矩陀螺以及反作用飞轮，所述控制力矩陀螺以及反作用飞轮的数量均设置为两个，其配置方法为：以敏捷卫星平台为中心构建直角三维坐标系Oxyz，其中，两个所述反作用飞轮分别安装在y,z轴上且其转子转动正方向分别朝向y,z轴负方向，两个所述控制力矩陀螺的框架轴安装方向与y轴平行，且构成双控制力矩陀螺结构，其输出的控制力矩作用在x轴方向，其中x轴为敏捷卫星的滚转轴，敏捷卫星在x轴方向具备快速机动能力，通过控制力矩陀螺控制敏捷卫星绕滚转轴往复快速机动，反作用飞轮控制敏捷卫星在y、z两轴方向上的姿态稳定。2.根据权利要求1所述的敏捷卫星姿态往复快速摆动的执行机构配置方法，其特征在于：两个所述的控制力矩陀螺结构参数相同。3.根据权利要求1所述的敏捷卫星姿态往复快速摆动的执行机构配置方法，其特征在于：两个所述的控制力矩陀螺结构的框架轴互相平行，转速相等但相反，一个框架轴转动角速度矢量方向沿y轴正方向，另一个框架轴转动角速度矢量方向沿y轴负方向。4.根据权利要求1所述的敏捷卫星姿态往复快速摆动的执行机构配置方法...

【专利技术属性】
技术研发人员：黄頔，曾国强，左玉弟，高玉东，
申请(专利权)人：武汉大学，
类型：发明
国别省市：湖北,42