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卫星姿态控制与大角动量补偿复用飞轮的构形与控制方法
| 专利名称： | 卫星姿态控制与大角动量补偿复用飞轮的构形与控制方法 |
| 摘要： | 本发明公开了一种卫星姿态控制与大角动量补偿复用飞轮的构形与控制方法，包括如下步骤：卫星俯仰轴Y轴正装配置一台25Nms角动量的飞轮，其正角动量方向与卫星本体坐标系+Y轴方向相反，卫星采用偏置动量控制；卫星偏航轴Z轴斜装配置两台50Nms角动量的飞轮，其正角动量方向在卫星本体坐标系的XOZ面内，分别偏向滚动轴+X轴与滚动轴‑X轴方向，且与偏航轴Z轴夹角为10°；卫星滚动轴X轴正装配置一台25Nms的动量轮，其正角动量方向与卫星本体坐标系+X轴方向一致；计算得到飞轮转速指令，得到飞轮的控制用电压指令，驱动飞轮，输出控制角动量。本发明以较少的飞轮数量同时完成了姿态控制和补偿角动量的控制输出。 |
| 专利类型： | 发明专利 |
| 国家地区组织代码： | 上海;31 |
| 申请人： | 上海卫星工程研究所 |
| 发明人： | 许海玉;程卫强;张大伟;田华;崔伟;杨珺;沈海军;钟鸣 |
| 专利状态： | 有效 |
| 申请日期： | 2019-03-29T00:00:00+0800 |
| 发布日期： | 2019-08-09T00:00:00+0800 |
| 申请号： | CN201910251351.2 |
| 公开号： | CN110104217A |
| 代理机构： | 上海段和段律师事务所 |
| 代理人： | 李佳俊;郭国中 |
| 分类号： | B64G1/24(2006.01);B;B64;B64G;B64G1 |
| 申请人地址： | 200240 上海市闵行区华宁路251号 |
| 主权项： | 1.一种卫星姿态控制与大角动量补偿复用飞轮的构形与控制方法，其特征在于，包括如下步骤： 步骤1：卫星俯仰轴Y轴正装配置一台25Nms角动量的飞轮，其正角动量方向与卫星本体坐标系+Y轴方向相反，卫星采用偏置动量控制； 步骤2：卫星偏航轴Z轴斜装配置两台50Nms角动量的飞轮，其正角动量方向在卫星本体坐标系的XOZ面内，分别偏向滚动轴+X轴与滚动轴-X轴方向，且与偏航轴Z轴夹角为10°，用于补偿载荷工作时产生的角动量，同时进行偏航轴Z轴的姿态控制； 步骤3：卫星滚动轴X轴正装配置一台25Nms的飞轮，其正角动量方向与卫星本体坐标系+X轴方向一致，用于姿态控制和消除补偿角动量在X轴上的影响； 步骤4：由飞轮角动量控制指令计算得到飞轮转速指令，根据闭环控制律计算得到飞轮的控制用电压指令，驱动飞轮，输出控制角动量。 2.根据权利要求1所述的卫星姿态控制与大角动量补偿复用飞轮的构形与控制方法，其特征在于，卫星俯仰轴Y轴存在常值项干扰力矩和周期项干扰力矩，正装配置的25Nms角动量的飞轮可输出不超过25Nms的角动量，用于整星偏置动量控制，并消除常值项和周期项干扰力矩，保证卫星俯仰轴Y轴的指向精度和稳定度。 3.根据权利要求1所述的卫星姿态控制与大角动量补偿复用飞轮的构形与控制方法，其特征在于，卫星对地观测，需要补偿载荷的角动量在卫星的偏航轴Z轴方向，配置两个50Nms角动量飞轮偏航轴Z轴夹角为10°，同时工作时最大可进行2*49.24Nms大小的角动量的补偿，若需要补偿的角动量小于49.24Nms时，仅一台50Nms角动量飞轮工作即能满足要求，此时滚动轴X和偏航轴Z有三取二的冗余备份，提高整星可靠性，以保证卫星研制寿命。 4.根据权利要求1所述的卫星姿态控制与大角动量补偿复用飞轮的构形与控制方法，其特征在于，滚动轴X轴飞轮用于消除在X轴残余的补偿角动量，同时用于姿态控制和消除补偿角动量在X轴上的影响。 5.根据权利要求1所述的卫星姿态控制与大角动量补偿复用飞轮的构形与控制方法，其特征在于，对飞轮输出的角动量包括姿态控制用角动量和补偿用角动量使用同个闭环回路进行控制，控制比例系数滚动轴X轴、俯仰轴Y轴为0.1501，偏航轴Z轴比例系数为0.4075，对飞轮控制指令电压输出值进行±10V限幅。 6.根据权利要求1所述的卫星姿态控制与大角动量补偿复用飞轮的构形与控制方法，其特征在于，所述步骤2中Z轴两台50Nms角动量的飞轮安装矩阵为： 式中：α＝10°为飞轮安装角，单台飞轮在X轴上最大可产生为50*sin10°＝8.68Nms角动量，Z轴上最大可产生为50*cos10°＝49.24Nms角动量。 |
| 所属类别： | 发明专利 |
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