一种卫星偏航导引下的飞轮组动量管理方法技术

技术编号:27832248 阅读:19 留言:0更新日期:2021-03-30 11:41
本发明专利技术提供一种卫星偏航导引下的飞轮组动量管理方法,所述方法包含:S1、基于实时测量的每个飞轮的转速,计算得到飞轮组角动量;S2、将所述飞轮组角动量投影到卫星本体坐标系下,得到卫星本体坐标系下的三轴飞轮组角动量;S3、基于卫星本体坐标系到卫星轨道坐标系的转化矩阵,将卫星本体坐标系下的三轴飞轮组角动量投影到卫星轨道坐标系下,得到卫星轨道坐标系下的三轴飞轮组角动量;S4、根据预设的卸载动量阈值,判断卫星轨道坐标系下哪个轴的飞轮组角动量需要卸载,将卫星轨道坐标系下该轴的飞轮组角动量投影到卫星本体坐标系,并通过推进系统进行卸载。本发明专利技术通过管理飞轮组角动量,保证卫星姿态的精度及稳定度。保证卫星姿态的精度及稳定度。保证卫星姿态的精度及稳定度。

【技术实现步骤摘要】
一种卫星偏航导引下的飞轮组动量管理方法


[0001]本专利技术涉及中轨倾斜轨道卫星姿态控制领域,特别涉及卫星偏航导引下的飞轮组动量管理方法。

技术介绍

[0002]随着航天业的飞速发展,通过中轨道卫星星座进行全球覆盖通讯的技术越来越成熟,为了实现对卫星的高精度姿态控制,必须使用有角动量储存能力的装置为执行机构,典型执行机构就是飞轮组,可以为卫星提供连续的精确力矩。因卫星星座中很多卫星均是倾斜轨道,为了保证能源,姿态控制采取时刻导引偏航姿态的技术方案,确保太阳帆板精确对日。中轨道卫星距离地球20000多公里,地球磁场是低轨卫星的几十分之一,因地球磁场很弱,很多卫星不配置磁力矩器,都使用推进系统对飞轮组进行卸载,因此对飞轮组的角动量管理是一项重要任务。

技术实现思路

[0003]本专利技术的目的是提供一种卫星偏航导引下的飞轮组动量管理方法,在中轨道卫星配置的飞轮在实时进行偏航角度机动的情况下,对卫星配置的飞轮组进行动量卸载,使得飞轮转速处于理想范围,并能够保证飞轮连续输出有效力矩,为卫星的高精度姿态控制提供了有力保障。
[0004]为了达到上述目的,本专利技术提供一种卫星偏航导引下的飞轮组动量管理方法,卫星配置的飞轮组包含n台飞轮,所述n台飞轮分别为第一至第n飞轮,所述方法包含:
[0005]S1、基于实时测量的每个飞轮的转速,计算得到飞轮组角动量;
[0006]S2、将所述飞轮组角动量投影到卫星本体坐标系下,得到卫星本体坐标系下的三轴飞轮组角动量;
[0007]S3、基于卫星本体坐标系到卫星轨道坐标系的转化矩阵,将卫星本体坐标系下的三轴飞轮组角动量投影到卫星轨道坐标系下,得到卫星轨道坐标系下的三轴飞轮组角动量;
[0008]S4、根据预设的卸载动量阈值,判断卫星轨道坐标系下哪个轴的飞轮组角动量需要卸载,将卫星轨道坐标系下该轴的飞轮组角动量投影到卫星本体坐标系,并通过推进系统进行卸载。
[0009]优选的,步骤S2包含:
[0010]S21、计算第i飞轮的角动量H
i
,H
i
=J
×
ω
i
,i∈[1,n];其中J为飞轮转动惯量,ω
i
为第i飞轮的转速;得到飞轮组角动量H=[H1,

,H
n
];
[0011]S22、计算飞轮组在卫星本体坐标系的安装矩阵Ds;
[0012]S23、计算飞轮组在卫星本体坐标系下的三轴角动量H
bx
、H
by
、H
bz

[0013]其中H
bx
、H
by
、H
bz
分别为飞轮组在卫星本体坐标系的Xb、Yb、Zb轴方向的角动量,且[H
bx
,H
by
,H
bz
]=Ds
×
H。
[0014]优选的,所述安装矩阵为:
[0015]Ds=[cosd(α1),

,cosd(α
n
);cosd(β1),

,cosd(β
n
);cosd(γ1),

,cosd(γ
n
)];
[0016]其中α
i
、β
i
、γ
i
分别为第i飞轮与卫星本体坐标系的+Xb、+Yb、+Zb轴的夹角;i∈[1,n]。
[0017]所述步骤S3包含:
[0018]S31、基于测量姿态敏感器获取到卫星本体坐标系到卫星轨道坐标系旋转的滚动角度φ,俯仰角度θ,偏航角度ψ;
[0019]S32、计算卫星本体坐标系到卫星轨道坐标系的转化矩阵 A
ob
=[cos(ψ),sin(ψ),0;

sin(ψ),cos(ψ),0;0,0,1];
[0020]S33、计算飞轮组在卫星轨道坐标系下的三轴飞轮角动量:
[0021]H
ox
=A
ob
×
H
bx
;H
oy
=A
ob
×
H
by
;H
oz
=A
ob
×
H
bz

[0022]其中H
ox
、H
oy
、H
oz
分别为飞轮组在卫星轨道坐标系的x、y、z轴方向的飞轮角动量。
[0023]优选的,步骤S4包含:
[0024]S41、设定卫星轨道坐标系下的卸载动量阈值为H
yz

[0025]S42、若|H
ox
|≥H
yz
,则飞轮组在轨道坐标系下x轴方向的角动量需要卸载,将H
ox
投影到卫星本体坐标系,得到在卫星本体坐标系下需要卸载的角动量动量为A
ob
的逆矩阵,通过与卫星固定连接的推进系统卸载H
bxzx

[0026]若|H
oy
|≥H
yz
,则飞轮组在轨道坐标系下y轴方向的角动量需要卸载,将 H
oy
投影到卫星本体坐标系,得到在卫星本体坐标系下需要卸载的角动量通过与卫星固定连接的推进系统进行卸载H
bxzy

[0027]若|H
oz
|≥H
yz
,则飞轮组在轨道坐标系下z轴方向的角动量需要卸载,将 H
oz
投影到卫星本体坐标系,得到在卫星本体坐标系下需要卸载的角动量通过与卫星固定连接的推进系统进行卸载H
bxzz

[0028]优选的,所述n台飞轮中包含m台未开机的飞轮,所述未开机的飞轮的角动量为0。
[0029]与现有技术相比,本专利技术的有益效果是:
[0030]本专利技术的卫星偏航导引下的飞轮组动量管理方法,把飞轮组的角动量转化到卫星轨道坐标系,使得三轴飞轮动量变化规律清楚明显,可以明确判断出需要卸载的动量,因此可以有效的管理卫星配置的飞轮组的角动量,不仅节省了卫星燃料,为三轴高精度的控制提供了有力的保障。
附图说明
[0031]为了更清楚地说明本专利技术技术方案,下面将对描述中所需要使用的附图作简单地介绍,显而易见地,下面描述中的附图是本专利技术的一个实施例,对于本领域普通技术人员来讲,在不付出创造性劳动的前提下,还可以根据这些附图获得其他的附图:
[0032]图1为飞轮组在卫星本体坐标系的安装图;
[0033]图2一个轨道运行周期内偏航需要导引的角度;
[0034]图3为本专利技术的飞轮组动量管理方法流程图。
具体实施方式
[0035]下面将结合本专利技术实施例中的附图,对本专利技术实施例中的技术方本文档来自技高网
...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种卫星偏航导引下的飞轮组动量管理方法,卫星配置的飞轮组包含n台飞轮,所述n台飞轮分别为第一至第n飞轮,其特征在于,所述方法包含:S1、基于实时测量的每个飞轮的转速,计算得到飞轮组角动量;S2、将所述飞轮组角动量投影到卫星本体坐标系下,得到卫星本体坐标系下的三轴飞轮组角动量;S3、基于卫星本体坐标系到卫星轨道坐标系的转化矩阵,将卫星本体坐标系下的三轴飞轮组角动量投影到卫星轨道坐标系下,得到卫星轨道坐标系下的三轴飞轮组角动量;S4、根据预设的卸载动量阈值,判断卫星轨道坐标系下哪个轴的飞轮组角动量需要卸载,将卫星轨道坐标系下该轴的飞轮组角动量投影到卫星本体坐标系,并通过推进系统进行卸载。2.如权利要求1所述的卫星偏航导引下的飞轮组动量管理方法,其特征在于,步骤S2包含:S21、计算第i飞轮的角动量H
i
,H
i
=J
×
ω
i
,i∈[1,n];其中J为飞轮转动惯量,ω
i
为第i飞轮的转速;得到飞轮组角动量H=[H1,

,H
n
];S22、计算飞轮组在卫星本体坐标系的安装矩阵Ds;S23、计算飞轮组在卫星本体坐标系下的三轴角动量H
bx
、H
by
、H
bz
:其中H
bx
、H
by
、H
bz
分别为飞轮组在卫星本体坐标系的Xb、Yb、Zb轴方向的角动量,且[H
bx
,H
by
,H
bz
]=Ds
×
H。3.如权利要求2所述的卫星偏航导引下的飞轮组动量管理方法,其特征在于,所述安装矩阵为:Ds=[cosd(α1),

,cosd(α
n
);cosd(β1),

,cosd(β
n
);cosd(γ1),

,cosd(γ
n
)];其中α
i
、β
i
、γ
i
分别为第i飞轮与卫星本体坐标系的+Xb、+Yb、+Zb轴的夹角;i∈[1,n]。4.如权利要求1所述的卫星偏航导引下的飞轮组动量管理方法,其特征在于,所述步骤S3包含:S3...

【专利技术属性】
技术研发人员:王蕊王静吉张小伟修艳红陈银河李正军周静静
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:

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