[发明专利]一种用于偏航机动的控制力矩陀螺角动量管理方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种用于偏航机动的控制力矩陀螺角动量管理方法，实现了偏航机动期间的角动量随动管理，主要在倾斜轨道(非太阳同步轨道)的航天器上使用。

背景技术

在外干扰力矩(一般为空间环境力矩)的作用下，控制力矩陀螺系统角动量将不断积累，当系统角动量积累达到其饱和容量时，控制力矩陀螺系统不能产生期望的输出力矩，失去姿态控制能力，因此必须对控制力矩陀螺系统进行角动量管理。一般采用喷气卸载、磁力矩器卸载等来减小角动量的积累。喷气卸载虽然简单有效，但其中工作燃料的消耗及对航天器带来的污染却是不可忽视的，而且航天器上携带的推进剂也十分有限，因此应尽量避免采用喷气卸载。磁力矩器卸载是一种较为经济的卸载方式，是航天器卸载的一种常用方式。

传统的角动量管理方法是，将动量轮(或控制力矩陀螺)系统的角动量卸载至零附近，即实现角动量的完全卸载。将动量轮(或控制力矩陀螺)系统的角动量大小作为磁卸载的输入，进行角动量卸载。在卫星三轴对地稳定运行期间，该方法能够有效进行角动量的卸载。在偏航机动期间，由于偏航姿态动态变化，即卫星姿态处于动态运行过程中，采用控制力矩陀螺进行姿态控制时，即使没有外界的干扰力矩，控制力矩陀螺系统的角动量也会随之波动。如果仍需将系统的角动量卸载至零附近，必须具备两点：

(1)选择超大容量的磁力矩器，提供必要的磁力距；

(2)频繁进行磁卸载。

由于卫星姿态处于动态变化过程中，星体偏航角速度变化较快，即星体角动量变化较快，采用控制力矩陀螺进行姿态控制时，星体角速度的变化全由控制力矩陀螺实现，对应的系统角动量积累速度很快，而磁场强度大小是一定的，因此只有大幅增加磁力矩器的磁距容量才能实现卸载，对于大型航天器而言，正常对地模式就需要较大容量的磁力矩器，偏航机动模式将大幅增加磁力矩器的磁距容量，这将大大增加磁力矩器的重量和功耗，增加超大型磁力矩器的研制难度。

另一方面，由于控制力矩陀螺系统的角动量动态变化，以此为卸载目标，则磁力矩器始终工作，消耗大量电能，缩短磁力矩器的工作寿命。由于星体角速度在一个轨道周期内周期变化，前后半个轨道周期角速度反向变化。若采用传统的角动量管理办法，则在前后半个轨道周期内，磁卸载朝相反的方向对控制力矩陀螺系统角动量进行卸载，在没有外界干扰力矩的情况下白白消耗大量电能。在存在外界干扰力矩的情况下，由于并不以干扰力矩积累的角动量作为卸载目标，而是以星体角速度变化和外界干扰力矩作用的合成结果作为卸载对象，因此可能起到相反的作用，加上磁卸载存在滞后效应，将导致某些时段系统角动量峰值过大，超出控制力矩系统角动量容量范围，从而转喷气控制，靠喷气卸载才能完成系统角动量的卸载，消耗推进剂。

根据以上分析，在偏航机动期间，采用以往的角动量管理技术，既占用卫星资源(增加磁力矩器的重量、功耗)，又达不到角动量管理目的，可能存在角动量饱和情况，消耗推进剂。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种用于偏航机动的控制力矩陀螺角动量管理方法，实现了偏航机动期间控制力矩陀螺系统角动量的卸载，大大提高磁卸载的效率，有效卸载外干扰力矩积累的角动量，最大程度避免偏航机动期间控制力矩陀螺系统角动量饱和。

本发明的技术方案是：

一种用于偏航机动的控制力矩陀螺角动量管理方法，步骤如下：

计算控制力矩陀螺系统角动量；

计算星体标称角动量；

根据所述控制力矩陀螺系统角动量和星体标称角动量计算磁卸载目标角动量，根据所述磁卸载目标角动量进行磁卸载。

所述控制力矩陀螺系统角动量计算公式如下：

H_cmg＝h₀(Asinσ+Bcosσ)E

其中H_cmg为控制力矩陀螺系统角动量，h₀为控制力矩陀螺转子标称角动量，A、B为控制力矩陀螺的安装矩阵；σ为控制力矩陀螺框架角，sinσ、cosσ为框架角正、余弦对角阵：E为单位矢量。

所述的星体标称角动量计算公式如下：

H_sat＝Iω_bi＝I(C_boω_oi+ω_bo)