[发明专利]卫星动量轮在轨姿态无偏差起旋和消旋的控制方法

说明书

本发明提供了卫星动量轮在轨姿态无偏差起旋和消旋的控制方法，包括如下步骤：遥控注数设置卫星最终需要的目标角动量；管理反作用飞轮的动量，控制所述卫星在期望中心转速范围内工作；计算磁前馈力矩将卫星控制器计算的输出力矩磁前馈力矩常规的解耦力矩和干扰补偿力矩合成得到三轴指令力矩控制周期内积分得到三轴卫星的指令角动量，根据卫星的安装矩阵计算得到正在使用的卫星的指令转速。通过磁控力矩作用在星体上，同时通过前馈力矩的方式合成在飞轮的指令转速中抵消磁力矩对星体的影响，由此达到偏置角动量增加和减少过程中姿态无偏差起旋和消旋的的效果。

技术领域

本发明属于卫星姿态控制技术领域，特别涉及卫星动量轮在轨姿态无偏差起旋和消旋的控制方法。

背景技术

随着民用航天技术与应用需求的发展，国家对于具备对地观测功能的民用卫星寿命的要求越来越高，中低轨的对地观测卫星也逐步向八年以上在轨寿命期发展。

为确保完成卫星在轨应用任务，需要对其运动进行精确控制，卫星姿态控制系统是卫星重要的组成部分，随着现代卫星技术的发展，对它的姿态控制系统提出了更高的要求，要求姿态控制系统简单、可靠。易于实现。高精度、较好的机动性和灵活性成为评价卫星姿态控制系统优劣的重要标准。

偏置动量卫星在寿命、可靠性、容错设计上，具有明显的优势，如可以在偏航轴没有测量信息的情况下正常对地控制，可以仅通过俯仰轴飞轮实现对地控制等。因此，现在很多长寿命卫星都考虑设计偏置动量控制方式。但是，一般观测卫星的载荷为了同时兼顾重访周期、幅宽和分辨率等功能，需要卫星定期进行姿态机动控制，这又需要卫星工作于零动量控制方式。因此，最佳解决办法是卫星同时具备两种控制方式，并且二者之间能够安全可靠地切换。

由于观测卫星载荷对轨道高度的严格要求和卫星本身的安全性要求，喷气系统一般在初始入轨、轨道控制和姿态抢救时才选择使用，飞轮和磁力矩器成为卫星姿态控制的主要执行机构。也有方法提出通过地磁力矩实现飞轮起旋，但是在起旋过程还是会对卫星姿态产生较为明显的干扰，在此期间载荷一般不能正常工作。此处提出一种改进方法，同样通过地磁力矩实现偏置动量轮起旋和消旋，通过对磁力矩前馈的方法，不仅利用了磁控的最大能力，还能保证在起旋过程三轴继续保持正常飞轮控制，载荷正常成像。

发明内容

针对现有技术存在的技术缺陷，本发明提供卫星动量轮在轨姿态无偏起旋和消旋的控制方法，实现卫星达到偏置角动量增加、减少过程中姿态无偏的效果。

为解决上述技术问题，本发明是通过以下的技术方案实现卫星动量轮在轨姿态无偏差起旋和消旋的控制方法，包括如下步骤：

A、遥控注数设置卫星最终需要的目标角动量；

B、管理反作用飞轮的动量，控制所述卫星在期望中心转速范围内工作，当设置了起旋和消旋指令和俯仰轴目标转速后，增加至磁卸载目标角动量；

C、根据磁卸载力矩和俯仰轴干扰补偿力矩，计算磁前馈力矩

D、将卫星控制器计算的输出力矩磁前馈力矩常规的解耦力矩和干扰补偿力矩合成得到三轴指令力矩控制周期内积分得到三轴卫星的指令角动量，根据卫星的安装矩阵计算得到正在使用的卫星的指令转速。

优选地，步骤A中所述目标角动量包括起旋时的俯仰轴偏置转速和/或角动量。

优选地，步骤A中所述目标角动量包括消旋时的0转速和/或零动量。

优选地，步骤A中所述卫星目标角动量为一次性设置。

优选地，步骤C中所述磁前馈力矩的计算公式为：

其中，T_dyconst为俯仰轴常值干扰力矩，根据卫星在轨实际需要进行补偿。

优选地，所述磁卸载力矩的计算公式为：