一种用于对卫星的旋转体进行消旋控制的方法及相应消旋装置与流程

本发明总的来说涉及航天器姿态控制领域，具体而言，涉及一种用于对卫星的旋转体进行消旋控制的方法。此外，本发明还涉及一种用于对卫星的旋转体的消旋装置。

背景技术：

随着现代卫星技术的飞跃式发展，星载设备，尤其是侦察探测应用类设备，对卫星转动机构的需求越来越多，对卫星姿态精度要求越来越高。

星上旋转体在转动时产生旋转轴方向的角动量及反向干扰力矩，作用于卫星平台，干扰卫星姿态；通过在星体配置平衡轮进行消旋，根据设计的消旋控制策略，使平衡轮消旋过程中的残余力矩及消旋后的残余角动量尽可能降到最低水平，减小残余力矩、残余角动量对卫星平台的干扰。

传统消旋控制方法在不考虑实际旋转机构及平衡轮相对卫星的安装偏差的情况下，通过设计平衡轮-旋转体角速度控制律，实现消旋过程中残余力矩最小最优，以及消旋后残余角动量为零的目标。

然而，由于安装误差、测量误差、模型误差等因素的存在，总是存在残余力矩及残余角动量。残余角动量使星体在某方向产生偏置，降低了卫星横向的机动性能；同时额外的干扰力矩加剧了卫星姿态波动，姿控精度下降；反作用轮一方面控制卫星姿态，一方面吸收星体残余角动量，使得反作用轮中心转速偏离标称转速，可能导致星上角动量卸载模块长期频繁工作，姿控性能进一步下降。

对带大惯量旋转体且存在旋转体惯量不确定的卫星，传统的平衡轮消旋控制，反作用轮控制残余力矩和吸收角动量的方法，卫星平台精度下降、动态响应特性变差，为提高卫星控制性能，需要一种新的解决方法。

技术实现要素：

从现有技术出发，本发明的任务是提供一种用于对卫星的旋转体进行消旋控制的方法以及相应消旋装置，通过所述方法或装置，可以实现平衡轮和反作用轮的联合消旋控制，从而基本上消除由于星上旋转体惯量不确定性引起的残余角动量和力矩对卫星平台姿态的显著扰动，提高卫星姿控系统性能。

在本发明的第一方面，该任务通过一种用于对卫星的旋转体进行消旋控制的方法来解决，其中所述卫星具有旋转体、平衡轮和反作用轮，所述平衡轮的转轴平行于所述旋转体的转轴，该方法包括：

使平衡轮和反作用轮转动；

在卫星的三轴姿态稳定后获得由反作用轮吸收的多余角动量；以及

根据所述多余角动量调整平衡轮的转速，以便对旋转体进行消旋控制。

在本发明的一个优选方案中规定，使平衡轮和反作用轮转动包括：

使平衡轮产生的角动量hp满足下列公式：

|hp|≥|hw|

其中hp＝jp·ω′，jp为平衡轮的转动惯量，ω′为平衡轮转动角速度；h为卫星旋转体转动产生的角动量，其中h＝iw·ω，iw为旋转体惯量，ω为旋转体的转动角速度；和/或

使反作用轮的角动量hw满足下列公式：

hw＝m·jw·ω

其中m为反作用轮的安装矩阵，jw为反作用轮的转动惯量，ω为反作用轮的转速。

在本发明的另一优选方案中规定，在卫星的三轴姿态稳定后获得由反作用轮吸收的多余角动量包括：

在反作用轮的转速在角动量卸载后保持在标称转速ω0左右时，屏蔽角动量卸载程序；

使旋转体起旋并且使平衡轮消旋；

在旋转体和平衡轮的转速稳定后并且在卫星姿态稳定后，获取由反作用轮吸收的多余角动量δhw：

δhw＝m·jw·(ω-ω0)

其中ω为反作用轮的转速，jw为反作用轮的转动惯量。

在本发明的又一优选方案中规定，根据所述多余角动量调整平衡轮的转速包括：

根据下列公式确定平衡轮的调整后的转速ω1′:

ω1′＝ω0′+δω′,

其中ω0′为平衡轮的地面标定的消旋转速，δω′为重新配置的平衡轮转速增量，且有其中δhw为由反作用轮吸收的多余角动量，并且jp为平衡轮的转动惯量。

在本发明的第二方面，前述任务通过一种用于卫星的旋转体的消旋装置来解决，该装置包括：

平衡轮和反作用轮，所述平衡轮和反作用轮用于通过相应地转动来联合地对旋转体进行消旋控制，其中所述平衡轮的转轴平行于所述旋转体的转轴；以及

控制器，其被配置为执行下列动作：

使平衡轮和反作用轮转动；

在卫星的三轴姿态稳定后获得由反作用轮吸收的多余角动量；

以及

根据所述多余角动量调整平衡轮的转速，以便对旋转体进行消旋控制。

在本发明的一个扩展方案中规定，所述消旋装置被用于具有大惯量旋转体的卫星。在此应当指出，尽管本发明对于大惯量旋转体具有较好的消旋效果，但是本发明并不限于此，而是应用于任何旋转体。

本发明至少具有下列有益效果：(1)通过平衡轮和反作用轮的在轨联合消旋控制，实现了卫星旋转体惯量的在轨标定，可有效降低反作用轮负担，提升卫星姿控性能；(2)本发明提出的平衡轮和反作用轮的联合消旋控制方法为在轨标定方式，可获得相较地面方法更为精确的旋转体惯量信息；地面无需进行复杂的旋转体惯量测试工作，仅需提供大致的理论初值，简化了卫星研制流程，节省的卫星研制周期，有效降低了卫星地面试验成本；本发明提出方法无需配置新的星上及地面设备，方法简单有效，可靠性高，便于工程实现；(3)本发明提出的技术方案已经通过了地面仿真验证，验证结果显示，通过本发明成功消除了大惯量旋转体惯量不确定性的残余干扰，提高了姿控系统性能。

附图说明

下面结合附图参考具体实施例来进一步阐述本发明。

图1示出了具有根据本发明的消旋装置的卫星的示意图，其中所述卫星具有大惯量旋转体；

图2示出了根据现有技术的消旋及姿控信息流示意图；以及

图3为根据本发明的消旋控制方法的信息流示意图。

具体实施方式

应当指出，各附图中的各组件可能为了图解说明而被夸大地示出，而不一定是比例正确的。在各附图中，给相同或功能相同的组件配备了相同的附图标记。

在本发明中，除非特别指出，“布置在…上”、“布置在…上方”以及“布置在…之上”并未排除二者之间存在中间物的情况。

在本发明中，各实施例仅仅旨在说明本发明的方案，而不应被理解为限制性的。

在本发明中，除非特别指出，量词“一个”、“一”并未排除多个元素的场景。

在此还应当指出，在本发明的实施例中，为清楚、简单起见，可能示出了仅仅一部分部件或组件，但是本领域的普通技术人员能够理解，在本发明的教导下，可根据具体场景需要添加所需的部件或组件。

在此还应当指出，在本发明的范围内，“相同”、“相等”、“等于”等措辞并不意味着二者数值绝对相等，而是允许一定的合理误差，也就是说，所述措辞也涵盖了“基本上相同”、“基本上相等”、“基本上等于”。

另外，本发明的各方法的步骤的编号并未限定所述方法步骤的执行顺序。除非特别指出，各方法步骤可以以不同顺序执行。

图1示出了具有根据本发明的消旋装置的卫星100的示意图，其中所述卫星具有大惯量旋转体。

本发明基于发明人的如下独到洞察：如图1所示，卫星100的旋转体绕轴aa′旋转，旋转角速度为ω，平衡轮绕轴bb′旋转(bb′与aa′平行)，转速为ω′。oc为整星质心，以oc为原点建立旋转部件基准坐标系ocxyz，ocz轴与旋转轴aa′、bb′平行，ocx轴在与ocz轴垂直的平面内，指向旋转部件的零位方向，ocy轴与其它两轴符合右手定则，坐标系ocxyz不随旋转部件转动。

通过平衡轮对星上旋转体旋转进行消旋：

iw·ω+jp·ω′＝hcan

式中，iw为转动部件绕aa′轴的转动惯量，jp为平衡轮绕bb′轴的转动惯量，hcan为消旋后残余角动量。

理想情况下，通过配置平衡轮转速，使消旋后的残余角动量为hcan＝0；即平衡轮转速与旋转体角速度满足以下关系：

消旋过程残余力矩τcan作为干扰力矩作用于卫星平台，且有：

传统消旋控制方法在不考虑实际旋转机构及平衡轮相对卫星的安装偏差的情况下，通过设计平衡轮-旋转体角速度控制律，实现消旋过程中残余力矩最小最优，以及消旋后残余角动量为零的目标。

由于安装误差、测量误差、模型误差等因素的存在，总存在残余力矩及残余角动量干扰卫星平台。

如图2所示，传统的消旋方法，消旋模块获取卫星旋转体转速，控制平衡轮实现消旋控制；消旋残余力矩与残余角动量引入卫星平台，干扰卫星姿态；卫星姿态产生偏差，星载控制器根据姿态偏差产生控制指令，反作用轮组根据控制指令对卫星姿态进行控制，实现卫星平台稳定。

若存在旋转体惯量不确定情况，则根据传统控制方法，消旋后的残余角动量引入卫星姿控系统；由于旋转体惯量不确性，消旋过程会产生额外的干扰力矩作用在星体上。

(iw+δi)·ω+jp·ω′＝hcan

其中δi为旋转体惯量不确定性，根据消旋控制代入上式可得消旋后残余角动量：

hcan＝δi·ω

残余力矩为：

由旋转体惯量不确定性引入的额外干扰力矩δτcan为：

残余角动量使星体在某方向产生偏置，降低了卫星横向的机动性能；同时额外的干扰力矩加剧了卫星姿态波动，姿控精度下降；反作用轮一方面控制卫星姿态，一方面吸收星体残余角动量，使得反作用轮中心转速偏离标称转速，可能导致星上角动量卸载模块长期频繁工作，姿控性能进一步下降。

对带大惯量旋转体且存在旋转体惯量不确定的卫星，传统的平衡轮消旋控制，反作用轮控制残余力矩和吸收角动量的方法，卫星平台精度下降、动态响应特性变差，为提高卫星控制性能，需要一种新的解决方法。

本发明的任务是提供一种用于对卫星的旋转体进行消旋控制的方法以及相应消旋装置，以消除由于星上旋转体惯量不确定性引起的残余角动量和力矩对卫星平台姿态的显著扰动，从而提高卫星姿控系统性能。

为解决所述问题，参考图1，本发明提供的消旋装置包括平衡轮101和反作用轮102，所述平衡轮101和反作用轮102用于通过相应地转动来联合地对旋转体103进行消旋控制，其中所述平衡轮101的转轴平行于所述旋转体103的转轴。根据本发明的消旋装置还包括控制器(未示出)，其被配置为执行下列动作：

·使平衡轮101和反作用轮102转动；

·在卫星100的三轴姿态稳定后获得由反作用轮102吸收的多余角动量；以及

·根据所述多余角动量调整平衡轮101的转速，以便对旋转体103进行消旋控制。

下面详细描述本发明的具体消旋过程。

本发明提供的平衡轮和反作用轮联合消旋方法的流程如图3所示，在卫星入轨姿态平稳后，通过同步启动卫星100的旋转体103、平衡轮101、反作用轮102进行联合消旋，通过获取卫星100的旋转体103的转速，结合反作用轮102的转速反馈，实现消旋控制，从而对旋转体103的惯量进行在轨标定；根据标定结果重新配置平衡轮101的转速，实现联合消旋控制；联合消旋后的残余力矩和/或角动量引入卫星平台，干扰卫星姿态，卫星姿态控制其对其进行控制，实现卫星平台稳定。

本发明实例提供的惯量不确定性旋转体卫星的平衡轮/反作用轮联合消旋控制方法包括：

步骤一、在带大惯量旋转体卫星内配置一台平衡轮及反作用轮组；所述平衡轮转轴与卫星旋转体转轴平行；

卫星的旋转体的初始惯量为iw(理论计算获得)，与实际转动惯量偏差为δiw，δiw为旋转体惯量不确定性；在轨正常工况旋转体转速为ω，卫星在轨正常工况旋转体转动产生的名义角动量为hm＝iw·ω，实际角动量为hs＝(iw+δiw)·ω。

平衡轮101的轴线与旋转体103的轴线平行，平衡轮101的转动角动量方向与卫星100的旋转体103的角动量反向平行；

平衡轮101的转动惯量为jp，根据旋转体103转动时名义角动量配置的消旋角速度为ω0′，且有其消旋产生的角动量为hp＝jp·ω0′；

此外，平衡轮产生的角动量满足如下条件：

|hp|≥|hs|

步骤一中配置四台斜装反作用轮，采用零动量方式(反作用轮组合成角动量为零)，实现联合消旋及卫星三轴姿态控制；

反作用轮组安装矩阵为m，转动惯量为jw，转速为ω，反作用轮组吸收角动量为hw，且有hw＝m·jw·ω。

步骤二、卫星在轨正常工作，卫星三轴姿态稳定后，获取反作用轮吸收的多余角动量；

步骤2.1、卫星入轨后，姿控系统完成卫星入轨速率阻尼，姿态捕获工作，卫星姿态平稳收敛，且保持稳定；启动角动量卸载程序，卸载反作用轮组中多余角动量，将反作用轮组储存的角动量卸载到零附近，使反作用轮组转速工作在标称转速ω0附近；

步骤2.2、卫星100的姿态保持稳定，反作用轮或作用轮组的合成角动量在零附近，准备旋转体103起旋及标定工作：首先屏蔽卫星的角动量卸载程序，旋转体起旋、平衡轮同步消旋，反作用轮控制卫星姿态并吸收多余角动量，旋转体惯量不确定性引起的多余角动量被反作用轮组吸收，且有δω为反作用轮组吸收多余角动量获得的转速增量；

步骤2.3、旋转体、平衡轮转速稳定后，且卫星姿态稳定一段时间后，此时反作用轮或反作用轮组的转速在ω附近，旋转体惯量不确定引起的额外角动量δhw为：δhw＝m·jw·(ω-ω0)。在此应当指出，转速在某数值附近是指，该转速与该数值之间的偏差不超过某个阈值、例如5％、10％等等。

步骤三、根据步骤二中的角动量，重新配置或调整平衡轮101的转速，实现角动量在轨标定。

根据旋转体103转动时名义角动量配置的消旋角速度为ω0′；

根据步骤二中获得的多余角动量，计算重新配置平衡轮101的转速需要的增量δω′，且有：

重新配置后的平衡轮101的转速ω1′为：ω1′＝ω0′+δω′；

平衡轮按照重新配置的转速ω1′进行消旋控制，此时反作用轮或反作用轮组将释放多余角动量；

下面阐述一具体实施例。

实施例一

本实例针对具体型号卫星来描述本发明实例的具体实施方式。

卫星的结构形式包含旋转体，卫星在轨工作时，旋转体转速为15rpm，即转动角速度为根据本发明技术，通过如下步骤，实现平衡轮/反作用轮联合消旋控制。

步骤一、在带大惯量旋转体卫星内配置一台平衡轮及反作用轮组；所述平衡轮转轴与卫星旋转体转轴平行；旋转体、平衡轮均沿卫星z轴安装；

由理论计算得卫星旋转体名义惯量为im＝25kg·m²，在轨正常工况旋转体转速为

平衡轮转动惯量为jp＝0.125kg·m²，根据旋转体转动时名义角动量配置的消旋角速度为3000rpm，即ω0′＝100πrad/s；

反作用轮组安装矩阵为转动惯量为jw＝[0.0230.0230.0230.023]^tkg·m²，标称工作转速为ω0＝[1800-18001800-1800]^trpm；

步骤二、卫星在轨正常工作，卫星三轴姿态稳定后，获取反作用轮吸收的多余角动量；

步骤2.1、卫星入轨后，旋转体、平衡轮未起旋前，姿控系统完成姿态捕获工作，经一段时间角动量卸载，卫星姿态平稳收敛，且保持稳定，反作用轮组转速维持在标称转速ω0附近，且有ω′0＝[1804-18141807-1811]^trpm，ω′0与标称转速ω0的微小差异由反作用轮个体差异及卫星在轨的微小扰动引起。

步骤2.2、屏蔽卫星角动量卸载程序，旋转体起旋、平衡轮同步消旋，反作用轮控制卫星姿态并吸收多余角动量；

步骤2.3、旋转体、平衡轮转速稳定后，卫星姿态稳定一段时间后，此时反作用轮组转速为ω＝[2508-11172518-1107]^trpm，由于旋转体惯量不确定，反作用轮组吸收的额外角动量δhw为：

δhw＝m·jw·(ω-ω′0)＝[0-0.01953.9162]^tn·ms。

步骤三、根据步骤二中的角动量，重新配置平衡轮转速。

根据步骤二中获得的多余角动量，计算重新配置平衡轮转速需要的增量δω′，有即[0-1.49299.2]^trpm；式中负号表示增量为负转速；

上式中y向的需补偿的增量由于安装误差引起，相比z轴需要的补偿量为小值，且该安装误差在反作用轮组控制包络内，无需补偿；仅对旋转体、平衡轮轴向转速进行补充；

重新配置后的平衡轮转速ω1′为：ω1′＝3299.2rpm；

平衡轮按照重新配置的转速3299.2rpm进行消旋控制，此时反作用轮组将释放多余角动量，姿控系统性能显著提升。

虽然本发明的一些实施方式已经在本申请文件中予以了描述，但是本领域技术人员能够理解，这些实施方式仅仅是作为示例示出的。本领域技术人员在本发明的教导下可以想到众多的变型方案、替代方案和改进方案而不超出本发明的范围。所附权利要求书旨在限定本发明的范围，并藉此涵盖这些权利要求本身及其等同变换的范围内的方法和结构。