本發(fā)明涉及衛(wèi)星姿態(tài)控制技術領域，具體涉及一種斜飛大慣量耦合衛(wèi)星的常值干擾力矩補償方法和系統(tǒng)。

背景技術：

衛(wèi)星在受到外干擾力矩的作用下，X、Z軸由于存在周期外干擾力矩，因此將使飛輪的角動量慢慢積累，最終達到飽和，而Y通道，由于受到常值干擾力矩，角動量單邊積累也將達到飽和，為了不使飛輪工作在飽和狀態(tài)，必須利用外力矩將多余的角動量吸收掉，同時還能滿足系統(tǒng)控制精度和穩(wěn)定度的指標要求。高精度衛(wèi)星控制系統(tǒng)一般采用磁力矩器產(chǎn)生的磁矩與地磁場作用產(chǎn)生外力矩，作用于衛(wèi)星實現(xiàn)卸載。

對于斜飛大慣量耦合衛(wèi)星，其X、Z軸不僅存在周期外干擾力矩，還存在大慣量耦合引起的重力梯度干擾力矩和軌道陀螺力矩等常值干擾力矩。因此會需要較大的卸載力矩，甚至會出現(xiàn)角動量飽和的情況，不利于角動量交換姿態(tài)控制系統(tǒng)的正常工作。

目前沒有發(fā)現(xiàn)同本發(fā)明類似技術的說明或報道，也尚未收集到國內(nèi)外類似的資料。

技術實現(xiàn)要素：

本發(fā)明提供一種斜飛大慣量耦合衛(wèi)星的常值干擾力矩補償方法和系統(tǒng)，方法簡單，控制靈活，可應用于衛(wèi)星角動量交換姿態(tài)控制系統(tǒng)的磁卸載，在磁力矩器基本配置情況下，通過一種算法補償常值干擾力矩，可有效提高磁卸載效率。

為實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供一種斜飛大慣量耦合衛(wèi)星的常值干擾力矩補償方法，其特點是，該補償方法包含：

在穩(wěn)態(tài)下對衛(wèi)星姿態(tài)動力學方程進行簡化；

根據(jù)X、Z軸之間的動力學耦合關系，得到X、Z軸陀螺力矩；

根據(jù)X、Z軸陀螺力矩與常值干擾力矩之間的關系，得到X、Z軸的偏置角動量；

根據(jù)獲得的偏置角動量進行磁力矩器卸載，實現(xiàn)角動量偏置。

上述衛(wèi)星姿態(tài)動力學方程如式(1)：

衛(wèi)星在穩(wěn)定運行時，可簡化衛(wèi)星姿態(tài)動力學方程得到下式(2)：

衛(wèi)星慣性角速度變化都趨于零時，ω_y近似為-ω₀，動力學方程可進一步簡化為式(3)：

式(1)、(2)、(3)中，I_x，I_y，I_z，I_xy，I_yz，I_xz為轉(zhuǎn)動慣量；ω_x，ω_y，ω_z為慣性角速度；h_x，h_y，h_z為角動量；T_dx，T_dy，T_dz為干擾力矩；ω₀為軌道角速度。

上述的X、Z軸陀螺力矩的獲取方法包含：

將衛(wèi)星的角動量在Z軸方向進行偏置，產(chǎn)生X方向陀螺力矩ω₀h_z；

將衛(wèi)星的角動量在X軸方向進行偏置，產(chǎn)生Z方向陀螺力矩-ω₀h_x。

上述的X、Z軸的偏置角動量的獲取方法包含：

根據(jù)式(3)，X方向陀螺力矩ω₀h_z用于補償X軸干擾力矩T_dx的常值部分T_{dx_C}，如式(4)：

ω₀h_z0+T_{dx_C}＝0 (4)

Z方向陀螺力矩-ω₀h_x補償Z軸干擾力矩T_dz的常值部分T_{dz_C}，如式(5)：

-ω₀h_x0+T_{dz_C}＝0 (5)

根據(jù)式(4)和(5)，得到偏置角動量h_z0和h_x0，如式(6)和(7)：

h_z0＝-T_{dx_C}/ω₀ (6)

h_x0＝T_{dz_C}/ω₀ (7)。

上述磁力矩器卸載采用如式(8)線性控制規(guī)律：

式(8)中，為磁棒的磁矩矢量；Ku為卸載時間常數(shù)的倒數(shù)；為星體本體三軸坐標系下的地磁場分量；H₀為飛輪的角動量的偏置值在衛(wèi)星本體的三軸坐標系中的表示。

一種斜飛大慣量耦合衛(wèi)星的常值干擾力矩補償系統(tǒng)，其特征在于，該補償系統(tǒng)包含：

簡化模塊，其在穩(wěn)態(tài)下對衛(wèi)星姿態(tài)動力學方程進行簡化；

陀螺力矩獲取模塊，其根據(jù)X、Z軸之間的動力學耦合關系，得到X、Z軸陀螺力矩；

偏置角動量獲取模塊，其連接簡化模塊和陀螺力矩獲取模塊的輸出，根據(jù)X、Z軸陀螺力矩與常值干擾力矩之間的關系，得到X、Z軸的偏置角動量；

補償運行模塊，其根據(jù)獲得的偏置角動量進行磁力矩器卸載，實現(xiàn)角動量偏置。

本發(fā)明斜飛大慣量耦合衛(wèi)星的常值干擾力矩補償方法和系統(tǒng)和現(xiàn)有技術相比，其優(yōu)點在于，本發(fā)明由于采用了角動量偏置產(chǎn)生陀螺力矩補償?shù)姆椒?，偏置角動量計算較為簡單，通過磁卸載很容易實現(xiàn)角動量偏置，通過補償常值干擾力矩有利于控制系統(tǒng)的角動量管理，在磁力矩器一定的條件下可避免衛(wèi)星角動量出現(xiàn)飽和，解決了角動量交換姿態(tài)控制系統(tǒng)中，因常值干擾力矩引起的角動量易飽和的問題，取得了角動量偏置應用于衛(wèi)星姿態(tài)控制磁卸載的有益效果。

附圖說明

圖1為本發(fā)明一種斜飛大慣量耦合衛(wèi)星的常值干擾力矩補償方法的流程圖。

具體實施方式

以下結(jié)合附圖，進一步說明本發(fā)明的具體實施例。

對于斜飛大慣量耦合衛(wèi)星，其X、Z軸不僅存在周期外干擾力矩，還存在大慣量耦合引起的重力梯度干擾力矩和軌道陀螺力矩等常值干擾力矩，衛(wèi)星角動量容易趨于飽和，因此需要更大的卸載力矩，否則會出現(xiàn)角動量飽和的情況，不利于角動量交換姿態(tài)控制系統(tǒng)的正常工作。本發(fā)明常值干擾力矩補償方法按照下述方式進行計算。

如圖1所示，本發(fā)明公開一種斜飛大慣量耦合衛(wèi)星的常值干擾力矩補償方法，其特點是，該補償方法具體包含以下步驟：

S1、在穩(wěn)態(tài)下對衛(wèi)星姿態(tài)動力學方程進行簡化。

衛(wèi)星姿態(tài)動力學方程如式(1)：

衛(wèi)星在穩(wěn)定運行時，可簡化衛(wèi)星姿態(tài)動力學方程得到下式(2)：

衛(wèi)星慣性角速度變化趨于零時，ω_y近似為-ω₀，動力學方程可進一步簡化為式(3)：

式(1)、(2)、(3)中，I_x，I_y，I_z，I_xy，I_yz，I_xz為轉(zhuǎn)動慣量；ω_x，ω_y，ω_z為慣性角速度；h_x，h_y，h_z為角動量；T_dx，T_dy，T_dz為干擾力矩；ω₀為軌道角速度。

S2、根據(jù)X、Z軸之間的動力學耦合關系，得到X、Z軸陀螺力矩。

X、Z軸陀螺力矩的獲取方法包含：

將衛(wèi)星的角動量在Z軸方向進行偏置，產(chǎn)生X方向陀螺力矩ω₀h_z；

將衛(wèi)星的角動量在X軸方向進行偏置，產(chǎn)生Z方向陀螺力矩-ω₀h_x。

S3、根據(jù)X、Z軸陀螺力矩與常值干擾力矩之間的關系，得到X、Z軸的偏置角動量。

X、Z軸的偏置角動量的獲取方法包含：

根據(jù)式(3)，X方向陀螺力矩ω₀h_z用于補償X軸干擾力矩T_dx的常值部分T_{dx_C}，如式(4)：

ω₀h_z0+T_{dx_C}＝0 (4)

Z方向陀螺力矩-ω₀h_x補償Z軸干擾力矩T_dz的常值部分T_{dz_C}，如式(5)：

-ω₀h_x0+T_{dz_C}＝0 (5)

根據(jù)式(4)和(5)，得到偏置角動量h_z0和h_x0，如式(6)和(7)：

h_z0＝-T_{dx_C}/ω₀ (6)

h_x0＝T_{dz_C}/ω₀ (7)。

S4、根據(jù)獲得的偏置角動量進行磁力矩器卸載，就可實現(xiàn)角動量偏置。

其中，磁力矩器卸載采用如式(8)線性控制規(guī)律：

式(8)中，為磁棒的磁矩矢量；Ku為卸載時間常數(shù)的倒數(shù)；為星體本體三軸坐標系下的地磁場分量；H₀為飛輪的角動量的偏置值在衛(wèi)星本體的三軸坐標系中的表示。

本發(fā)明還公開了一種適用于上述斜飛大慣量耦合衛(wèi)星的常值干擾力矩補償方法的補償系統(tǒng)，該補償系統(tǒng)包含：簡化模塊、陀螺力矩獲取模塊、連接簡化模塊和陀螺力矩獲取模塊輸出的偏置角動量獲取模塊和補償運行模塊。

簡化模塊用于在穩(wěn)態(tài)下對衛(wèi)星姿態(tài)動力學方程進行簡化。

陀螺力矩獲取模塊用于根據(jù)X、Z軸之間的動力學耦合關系，得到X、Z軸陀螺力矩。

偏置角動量獲取模塊用于根據(jù)X、Z軸陀螺力矩與常值干擾力矩之間的關系，得到X、Z軸的偏置角動量。

補償運行模塊用于根據(jù)獲得的偏置角動量進行磁力矩器卸載，實現(xiàn)角動量偏置。

盡管本發(fā)明的內(nèi)容已經(jīng)通過上述優(yōu)選實施例作了詳細介紹，但應當認識到上述的描述不應被認為是對本發(fā)明的限制。在本領域技術人員閱讀了上述內(nèi)容后，對于本發(fā)明的多種修改和替代都將是顯而易見的。因此，本發(fā)明的保護范圍應由所附的權利要求來限定。