[发明专利]一种基于地磁力矩的飞轮起旋控制方法

说明书

本发明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。

技术领域

本发明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。

背景技术

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。

发明内容

本发明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，本发明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；