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CN106542120B - 飞轮欠驱动时结合磁力矩器的卫星三轴姿态控制方法 - Google Patents

飞轮欠驱动时结合磁力矩器的卫星三轴姿态控制方法 Download PDF

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CN106542120B CN201610877412.2A CN201610877412A CN106542120B CN 106542120 B CN106542120 B CN 106542120B CN 201610877412 A CN201610877412 A CN 201610877412A CN 106542120 B CN106542120 B CN 106542120B
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Abstract

飞轮欠驱动时结合磁力矩器的卫星三轴姿态控制方法，步骤为：(1)根据磁强计测量得到的地磁场强度矢量B确定磁控矩阵Γ(b)，并根据实际的飞轮可用情况，确定飞轮控制矩阵Kw；(2)计算三轴姿态控制用磁电流指令Izk＝Kic*Mzk；(3)计算三轴磁卸载用磁电流指令Ixz＝Kic*Mxz；(4)计算磁力矩器指令Ick＝Izk+Ixz；在磁力矩器按照磁力矩器指令进行姿态控制的同时，可用的反作用飞轮继续基于指令力矩Tc进行姿态控制。本发明方法在系统仅剩下任意的两台甚至一台飞轮可用时，结合三轴磁力矩器实现了卫星三轴姿态高精度控制，适用于长期对地定向控制或长期对日定向控制，也适用于卫星任意姿态大角度机动控制。

Description

飞轮欠驱动时结合磁力矩器的卫星三轴姿态控制方法
技术领域
本发明属于航天器姿态控制领域，涉及一种飞轮欠驱动时的卫星三轴姿态控制方法。
背景技术
现代小卫星一般不携带喷气系统，反作用飞轮成为小卫星高性能姿态稳定控制和大角度姿态机动控制的主要执行机构。在卫星受到的干扰力矩的平均值不为零时，飞轮的角动量会随时间积累，最终导致飞轮转速饱和。因此现代小卫星还需配置磁力矩器实现飞轮卸载。即通常采用反作用飞轮进行姿态控制，采用磁力矩器配合飞轮工作，完成飞轮卸载。
以往的卫星姿态控制系统，为满足系统寿命与可靠性要求，通常配置四台或四台以上的反作用飞轮，通过各飞轮安装方向设计，当任意一台飞轮故障时，系统仍有三台以上飞轮可用，仍能完成三轴姿态(滚动、俯仰、偏航姿态)控制任务。但对于现代小卫星姿控系统，为满足功耗、质量和成本的限制，通常只有极少数关键部件实现硬件冗余，需要依靠故障模式下的软件处理手段来提高系统的可靠性，延长任务寿命。为此，其姿控系统通常仅配置三台反作用飞轮，以正交方式安装在星体主轴上，无硬件备份，如图1所示。当任意一台或任意二台飞轮发生故障时，飞轮系统将无法提供三轴姿态控制力矩，因此姿态控制系统退化为典型的飞轮欠驱动控制系统(控制输入个数少于系统自由度个数)，不再具备三轴姿态控制能力。另外，由于磁控力矩总是在垂直磁场单位矢量b的平面内，仅是2维的，为扩展成3维控制力矩，需引入飞轮或推力器。因此在飞轮系统欠驱动的情况下，须结合剩余可用飞轮和磁力矩器进行联合控制，才能实现三轴姿态控制。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种飞轮欠驱动时结合磁力矩器的卫星三轴姿态控制方法，在系统仅剩下任意的两台甚至一台飞轮可用时，仍能结合三轴磁力矩器实现卫星三轴姿态的高精度控制。
本发明的技术解决方案是：飞轮欠驱动时结合磁力矩器的卫星三轴姿态控制方法，包括如下步骤：
(1)根据磁强计测量得到的地磁场强度矢量B确定磁控矩阵Γ(b)，并根据实际的飞轮可用情况，确定飞轮控制矩阵Kw，
其中，当i轴飞轮可用时，ki＝1，否则当i轴飞轮故障时，ki＝0，i＝x,y,z；
(2)计算三轴姿态控制用磁电流指令Izk＝Kic*Mzk，其中kic为磁力矩器磁矩和电流转换系数，Mzk＝B×Λ-1(b)Tc/||B||2，Λ(b)＝Γ(b)+Kw，Tc为飞轮姿态控制算法给出的三轴控制力矩指令；
(3)计算三轴磁卸载用磁电流指令Ixz＝Kic*Mxz，其中Mxz＝-Ku(B×Δh)/||B||2，Δh为当前飞轮角动量与卸载目标角动量的差值，Ku为磁卸载系数矩阵
Kux、Kuy、Kuz分别为卫星三轴磁卸载系数；
(4)计算磁力矩器指令Ick＝Izk+Ixz，Ick为三轴磁力距器磁控电流；在磁力矩器按照磁力矩器指令进行姿态控制的同时，可用的反作用飞轮继续基于指令力矩Tc进行姿态控制。
所述的步骤(4)中根据磁力矩器最大驱动电流范围对磁力矩器指令进行限幅处理，也即
其中Imax为单台磁力矩器最大工作电流。
本发明与现有技术相比的优点在于：现有技术通过反作用飞轮单机硬件冗余配置，来提高系统的可靠性。本发明通过剩余可用飞轮结合磁力矩器进行卫星三轴姿态控制，即在无飞轮硬件备份的情况下，通过软件处理手段来提高系统的可靠性。本发明方法与飞轮全部正常时的姿态控制方法相比，只需要修改一处常值参数(轮控矩阵Kw)即可，无需控制模式及控制算法的切换，因此方法简洁，易于工程实现。相应的，本发明方法在飞轮正常和飞轮异常时，不需要进行控制模式切换，只需要在飞轮异常时给出相应飞轮的可用标志即可；该方法同样适用于反作用飞轮全部正常工作的情况，此时产生的地磁力矩将以飞轮卸载作用为主，而不会对姿态控制产生影响。
附图说明
图1为典型的飞轮安装配置示意图；
图2为典型的磁力矩器安装配置示意图；
图3为本发明方法的流程框图。
具体实施方式
本发明方法根据实际的飞轮可用情况和当前地磁场矢量，通过定义磁控矩阵Γ(b)和轮控矩阵Kw，计算得到用于姿态控制的三轴指令磁矩。将用于姿态控制的磁电流指令与用于磁卸载的磁电流指令求和，即可得到最终的磁电流控制指令，与此同时，可用的飞轮继续执行相应轮控算法给出的控制指令。
具体以附图1和附图2的常见飞轮和磁力矩器安装配置为例，系统共配置三台飞轮和三台磁力矩器，三台飞轮分别沿本体坐标系ObXbYbZb三个主轴正交安装，三台磁力矩器分别平行于本体坐标系ObXbYbZb三个主轴正交安装。ObXb对应滚动轴、ObYb对应俯仰轴、ObZb对应偏航轴。
如图3所示，为本发明方法的流程图。本发明采用的具体步骤：第一步根据地磁场矢量计算磁控矩阵Γ(b)；并根据实际的飞轮可用情况，设定轮控矩阵Ki；第二步结合姿态控制指令力矩Tc和磁控矩阵Γ(b)得到姿态控制磁电流指令Izk；第三步设计飞轮磁卸载算法，得到卸载磁电流指令Ixz；第四步通过磁卸载电流指令Ixz和姿态控制磁电流指令Izk得到最终的磁力矩器输出(磁电流)指令Ick，在磁力矩器进行姿态控制的同时，可用的反作用飞轮继续执行姿态控制指令力矩Tc。具体的：
(1)计算磁控矩阵
首先计算地磁场矢量的单位矢量b
其中B为磁强计测量得到的地磁场强度矢量，在卫星本体系ObXbYbZb下分量B＝[Bx By Bz]，单位特斯拉；
计算磁控矩阵Γ(b)
其中b×表示磁场强度单位矢量的叉乘矩阵
根据飞轮故障(可用)情况，确定飞轮控制矩阵Kw
其中kx、ky、kz分别为Xb轴、Yb轴、Zb轴飞轮的可用标志；当i(i＝x或y或z)轴飞轮可用时，ki＝1，否则当i轴飞轮故障时，取ki＝0；具体的飞轮可用情况，可根据在轨飞轮故障诊断结果或地面上注结果确定。
磁控矩阵表征了姿态控制指令力矩与磁力矩器实际输出力矩之间的关系；轮控矩阵表征了各主轴飞轮的可用情况，能够适应系统仅剩余一台飞轮可用的情况。
以滚动轴(附图一ObXb轴)飞轮故障为例，飞轮控制矩阵Kw为：
需要注意的是，系统剩余任意一台或两台飞轮可用时，算法仍有效；但是当系统飞轮全部失效时，算法不可用。
(2)计算三轴姿态控制用磁电流指令
首先计算组合控制矩阵Λ(b)，组合控制矩阵Λ(b)表征了飞轮和磁力矩器组成的执行系统对指令力矩的执行能力。
Λ(b)＝Γ(b)+Kw
进而可计算用于姿态控制的指令磁矩Mzk
Mzk＝B×Λ-1(b)Tc/||B||2
其中Tc为通用的飞轮姿态控制算法给出的三轴控制力矩指令，具体可参考WIE B,WEISS H,ARAPOSTATHIS A.Quaternion feedback regulator for spacecraft eigenaxisrotations[J].Journal of Guidance,Control and Dynamics,1989,12(3):375-380。
进而可计算三轴磁力矩器用于姿态控制的指令电流Izk
Izk＝Kic*Mzk
其中kic为磁力矩器磁矩和电流转换系数。以最大输出磁矩20Am2对应最大工作电流80mA的磁力矩器为例，Kic＝80/20。
引入组合矩阵(磁控矩阵+轮控矩阵)的逆，可以保证飞轮+磁力矩器组合的实际输出力矩能够最大限度的跟踪姿态控制指令力矩。
(3)计算三轴飞轮卸载用磁电流指令
磁卸载控制算法能够实现对反作用飞轮的动量管理，通过星体角动量交换，使得飞轮工作在期望中心转速附近。
Mxz＝-Ku(B×Δh)/||B||2
其中Mxz为三轴磁卸载用指令磁矩，Δh为当前飞轮角动量与此卸载目标角动量的差值，当目标角动量为0时，Δh即为三轴飞轮当前角动量Δh＝[hx hy hz]；Ku为磁卸载系数矩阵，当磁场单位为Gs时，一般可取Kux＝Kuy＝Kuz＝10；
进而可计算三轴磁力矩器用于飞轮卸载的指令电流Ixz
Ixz＝Kic*Mxz。
(4)计算磁力矩器指令(磁电流)
Ick＝Izk+Ixz
Ick为三轴磁力距器磁控电流，单位mA；实际应用时，根据磁力矩器最大驱动电流范围对指令磁电流进行限幅处理。
其中Imax为单台磁力矩器最大工作电流。
即最终的磁力矩器输出(磁电流)指令Ick直接由姿态控制磁电流指令Izk和磁卸载电流指令Ixz求和得到。
在磁力矩器进行姿态控制的同时，可用的反作用飞轮继续基于指令力矩Tc进行姿态控制。
在反作用飞轮全部正常工作的情况下，该方法仍有效；此时磁力矩器产生的地磁力矩将以飞轮卸载作用为主，而不会对姿态控制产生明显影响。
需要注意的是，磁力矩器姿态控制算法在地磁场矢量与飞轮故障轴平行的情况下会出现奇异，导致姿态控制误差变大；但对于倾斜轨道卫星，在卫星对地定向过程中，不存在地磁场矢量与故障轴平行的情况(无磁场两轴同时过零)，因此本发明涉及的飞轮+磁控方法适用于倾斜轨道卫星长期三轴对地定向控制或长期对日定向控制，同时在机动角速度要求不高的情况下，也适用于卫星任意姿态大角度机动控制。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (2)

1.飞轮欠驱动时结合磁力矩器的卫星三轴姿态控制方法，其特征在于包括如下步骤：
(1)根据磁强计测量得到的地磁场强度矢量B确定磁控矩阵Γ(b)，并根据实际的飞轮可用情况，确定飞轮控制矩阵Kw，
其中，当i轴飞轮可用时，ki＝1，否则当i轴飞轮故障时，ki＝0，i＝x,y,z；
(2)计算三轴姿态控制用磁电流指令Izk＝Kic*Mzk，其中Kic为磁力矩器磁矩和电流转换系数，Mzk＝B×Λ-1(b)Tc/||B||2，Λ(b)＝Γ(b)+Kw，Tc为飞轮姿态控制算法给出的三轴控制力矩指令；
(3)计算三轴磁卸载用磁电流指令Ixz＝Kic*Mxz，其中Mxz＝-Ku(B×Δh)/||B||2，Δh为当前飞轮角动量与卸载目标角动量的差值，Ku为磁卸载系数矩阵
Kux、Kuy、Kuz分别为卫星三轴磁卸载系数；
(4)计算磁力矩器磁控电流Ick＝Izk+Ixz，在磁力矩器按照磁力矩器磁控电流进行姿态控制的同时，可用的反作用飞轮继续基于力矩指令Tc进行姿态控制。
2.根据权利要求1所述的飞轮欠驱动时结合磁力矩器的卫星三轴姿态控制方法，其特征在于：所述的步骤(4)中根据磁力矩器最大驱动电流范围对磁力矩器磁控电流进行限幅处理，也即
其中Imax为单台磁力矩器最大驱动电流。
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