[发明专利]斜飞大惯量耦合卫星的常值干扰力矩补偿方法和系统

权利要求书

1.一种斜飞大惯量耦合卫星的常值干扰力矩补偿方法，其特征在于，该补偿方法包含：

在稳态下对卫星姿态动力学方程进行简化；

根据X、Z轴之间的动力学耦合关系，得到X、Z轴陀螺力矩；

根据X、Z轴陀螺力矩与常值干扰力矩之间的关系，得到X、Z轴的偏置角动量；

根据获得的偏置角动量进行磁力矩器卸载，实现角动量偏置；

所述卫星姿态动力学方程如式(1)：

卫星在稳定运行时，可简化卫星姿态动力学方程得到下式(2)：

卫星惯性角速度变化都趋于零时，ω_y近似为-ω₀，动力学方程可进一步简化为式(3)：

式(1)、(2)、(3)中，I_x，I_y，I_z，I_yz为转动惯量；ω_x，ω_y，ω_z为惯性角速度；h_x，h_y，h_z为角动量；T_dx，T_dy，T_dz为干扰力矩；ω₀为轨道角速度；

所述的X、Z轴陀螺力矩的获取方法包含：

将卫星的角动量在Z轴方向进行偏置，产生X方向陀螺力矩ω₀h_z；

将卫星的角动量在X轴方向进行偏置，产生Z方向陀螺力矩-ω₀h_x；

所述的X、Z轴的偏置角动量的获取方法包含：

根据式(3)，X方向陀螺力矩ω₀h_z用于补偿X轴干扰力矩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补偿Z轴干扰力矩T_dz的常值部分T_{dz_C}，如式(5)：

-ω₀h_x0+T_{dz_C}＝0 (5)

根据式(4)和(5)，得到偏置角动量h_z0和h_x0，如式(6)和(7)：

h_z0＝-T_{dx_C}/ω₀ (6)

h_x0＝T_{dz_C}/ω₀ (7)。

2.如权利要求1所述的斜飞大惯量耦合卫星的常值干扰力矩补偿方法，其特征在于，所述磁力矩器卸载采用如式(8)线性控制规律：

式(8)中，为磁棒的磁矩矢量；Ku为卸载时间常数的倒数；为星体本体三轴坐标系下的地磁场分量；H₀为飞轮的角动量的偏置值在卫星本体的三轴坐标系中的表示。

3.一种适用于如权利要求1或2所述斜飞大惯量耦合卫星的常值干扰力矩补偿方法的斜飞大惯量耦合卫星的常值干扰力矩补偿系统，其特征在于，该补偿系统包含：

简化模块，其在稳态下对卫星姿态动力学方程进行简化；

陀螺力矩获取模块，其根据X、Z轴之间的动力学耦合关系，得到X、Z轴陀螺力矩；

偏置角动量获取模块，其连接简化模块和陀螺力矩获取模块的输出，根据X、Z轴陀螺力矩与常值干扰力矩之间的关系，得到X、Z轴的偏置角动量；

补偿运行模块，其根据获得的偏置角动量进行磁力矩器卸载，实现角动量偏置。