一种卫星转动部件的角动量补偿方法与流程

本发明属于卫星姿态控制技术领域，涉及一种卫星转动部件的角动量补偿方法。

背景技术：

卫星进入稳态轮控模式后，在大角动量转动部件载荷开机过程中，需要保持对地稳定姿态同时补偿转动部件转动带来的干扰，在卫星长期稳态运行期间，也需要补偿转动部件角动量影响保持对地稳定姿态。

目前在转动载荷开机过程中，采用喷气控制消除补偿转动部件转动带来的干扰，然后在转动部件长期工作过程中，采用动量轮反向转动来补偿转动部件的角动量扰动。然而由于推进剂会随着时间的推移进行消耗，从而制约卫星寿命；同时由于现有的动量轮只能对转动部件的角动量进行补偿，还需要额外配置对卫星姿态进行稳态控制的动量轮，造成动量轮的配置数量较多，控制系统成本较高。

技术实现要素：

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，可以解决由于推进剂会随着时间的推移进行消耗，从而制约卫星寿命，以及动量轮的配置数量较多，控制系统成本较高的问题。

本发明的技术解决方案是：一种卫星转动部件的角动量补偿方法，包括如下步骤：

(1)获取卫星转动部件对应的补偿角动量；

(2)根据卫星的姿态角获取卫星在滚动轴、俯仰轴、偏航轴分别对应的控制角动量；

(3)根据所述卫星转动部件对应的补偿角动量以及卫星在滚动轴、俯仰轴、偏航轴分别对应的控制角动量，生成卫星转动部件对应的动量轮的角动量控制指令；

(4)根据动量轮的角动量控制指令控制动量轮进行偏转。

进一步地，所述步骤(1)中获取卫星转动部件对应的补偿角动量的方法为：

根据公式hs＝js×ωs/180*π进行计算，其中，hs为补偿角动量、js为转动部件对应的转动惯量，ωs为转动部件对应的载荷角动量。

进一步地，所述步骤(2)中获取卫星在滚动轴、俯仰轴、偏航轴分别对应的控制角动量的方法为：

根据公式进行计算，其中，rcx为滚动轴对应的控制角动量，rcy为俯仰轴对应的控制角动量，rcz为偏航轴对应的控制角动量，θ,ψ分别为卫星的滚动角、俯仰角和偏航角，omg为卫星轨道角速度，hxx、hzz分别为滚动轴、偏航轴在上一个周期计算得到的控制角动量，kp1,ki1为滚动轴控制参数，kp2、ki2为俯仰轴控制参数，kp3,ki3为偏航轴控制参数。

进一步地，所述步骤(3)中生成每一个动量轮分别对应的角动量控制指令的方法为：

根据公式x＝rcx+(rcz-hs)*tan(α)、y＝rcy和zb＝(rcz-hs)/cos(α)进行计算，其中,x为滚动轴方向上配置的动量轮对应的角动量控制指令，y为俯仰轴方向上配置的动量轮对应的角动量控制指令，zb为以偏航轴为中心对称轴配置的两个动量轮中一个动量轮对应的角动量控制指令，α为以偏航轴为中心对称轴配置的两个动量轮中一个动量轮与偏航轴之间的夹角。

进一步地，所述步骤(3)中生成每一个动量轮分别对应的角动量控制指令的方法为：

根据公式x＝rcx-(rcz-hs)*tan(α)、y＝rcy和za＝(rcz-hs)/cos(α)，其中，x为滚动轴方向上配置的动量轮对应的角动量控制指令，y为俯仰轴方向上配置的动量轮对应的角动量控制指令，za为以偏航轴为中心对称轴配置的两个动量轮中另一个动量轮对应的角动量控制指令，α为以偏航轴为中心对称轴配置的两个动量轮中一个动量轮与偏航轴之间的夹角。

进一步地，所述步骤(3)中生成每一个动量轮分别对应的角动量控制指令的方法为：

根据公式y＝rcy、za＝rcx/2/sin(α)+(rcz-hs)/2/cos(α)和zb＝-rcx/2/sin(α)+(rcz-hs)/2/cos(α)进行计算，其中，y为俯仰轴方向上配置的动量轮对应的角动量控制指令，za、zb为以偏航轴为中心对称轴配置的两个动量轮，α为以偏航轴为中心对称轴配置的两个动量轮中一个动量轮与偏航轴之间的夹角。

本发明采用的技术与现有技术相比，其优点和有益效果是：本发明通过卫星转动部件对应的补偿角动量以及卫星在滚动轴、俯仰轴、偏航轴分别对应的控制角动量生成每一个动量轮分别对应的角动量控制指令，即角动量控制指令中结合了角动量补偿因素和角动量稳态控制因素，可以使得每一个动量轮既可以对卫星转动部件对应的角动量进行补偿，又可以对卫星姿态进行稳态控制，从而可以减少动量轮的配置数量，进而降低控制系统的实现成本。

附图说明

图1为本发明提供的卫星转动部件的角动量补偿方法流程图；

图2为本发明提供的动量轮构型示意图一；

图3为本发明提供的动量轮构型示意图二。

具体实施方式

下面结合图1对本发明的步骤进行详细阐述：

1)根据转动载荷需要补偿的角动量情况，配置姿态控制与角动量补偿动量轮，并设计其安装构型，可以如图2所示。

具体地，以卫星质心为圆心，滚动轴为x轴、俯仰轴为y轴、偏航轴为z轴构型，在x轴上配置一个动量轮，以y轴上配置一个动量轮，以z轴为对称轴，α为安装角配置两个动量轮。

2)计算补偿角动量。

转动载荷角动量计算方式为：

hs＝js×ωs/180*π

3)根据所述卫星转动部件对应的补偿角动量以及卫星在滚动轴、俯仰轴、偏航轴分别对应的控制角动量，生成每一个动量轮分别对应的角动量控制指令。

具体地，根据公式进行计算，其中，rcx为滚动轴对应的控制角动量，rcy为俯仰轴对应的控制角动量，rcz为偏航轴对应的控制角动量，θ,ψ分别为卫星的滚动角、俯仰角和偏航角，omg为卫星轨道角速度，hxx、hzz分别为滚动轴和偏航轴指令角动量上一拍计算值，kp1,kp2,kp3,ki1,ki2,ki3分别为三轴控制参数。

4)根据所述卫星转动部件对应的补偿角动量以及卫星在滚动轴、俯仰轴、偏航轴分别对应的控制角动量，生成每一个动量轮分别对应的角动量控制指令。

(a)选用x+y+zb模式；根据公式x＝rcx+(rcz-hs)*tan(α)、y＝rcy和zb＝(rcz-hs)/cos(α)进行计算，其中,x为滚动轴方向上配置的动量轮对应的角动量控制指令，y为俯仰轴方向上配置的动量轮对应的角动量控制指令，zb为以偏航轴为中心对称轴配置的两个动量轮中一个动量轮对应的角动量控制指令，α为以偏航轴为中心对称轴配置的两个动量轮中一个动量轮与偏航轴之间的夹角。

(b)选用x+y+za模式，默认选此模式：根据公式x＝rcx-(rcz-hs)*tan(α)、y＝rcy和za＝(rcz-hs)/cos(α)，其中，x为滚动轴方向上配置的动量轮对应的角动量控制指令，y为俯仰轴方向上配置的动量轮对应的角动量控制指令，za为以偏航轴为中心对称轴配置的两个动量轮中另一个动量轮对应的角动量控制指令，α为以偏航轴为中心对称轴配置的两个动量轮中一个动量轮与偏航轴之间的夹角。

(c)选用za+y+zb模式：根据公式y＝rcy、za＝rcx/2/sin(α)+(rcz-hs)/2/cos(α)和zb＝-rcx/2/sin(α)+(rcz-hs)/2/cos(α)进行计算，其中，y为俯仰轴方向上配置的动量轮对应的角动量控制指令，za、zb为以偏航轴为中心对称轴配置的两个动量轮，α为以偏航轴为中心对称轴配置的两个动量轮中一个动量轮与偏航轴之间的夹角。

进一步地，还可以在y轴上配置两个动量轮，如图3所示，此时，上述y变为ya，还包括一下三种模式：

(d)选用x+yb+zb模式，根据公式x＝rcx+(rcz-hs)*tan(α)，yb＝rcy，zb＝(rcz-hs)/cos(α)进行计算。

(e)选用x+yb+za模式，默认选此模式，根据公式x＝rcx-(rcz-hs)*tan(α)，yb＝rcy，za＝(rcz-hs)/cos(α)进行计算。

(f)选用za+yb+zb模式，根据公式yb＝rcy，za＝rcx/2/sin(α)+(rcz-hs)/2/cos(α)，zb指令角动量＝-rcx/2/sin(α)+(rcz-hs)/2/cos(α)进行计算。

5)根据每一个动量轮分别对应的角动量控制指令控制动量轮进行偏转。既可以对卫星转动部件对应的角动量进行补偿，又可以对卫星姿态进行稳态控制。

本发明说明书中未详细说明的部分属本领域技术人员的公知常识。