一种电推位保过程中的卫星高精度高稳度姿态控制方法与流程

本发明涉及一种电推位保过程中的卫星高精度高稳度姿态控制方法。

背景技术：

运行于地球同步轨道的卫星，当卫星轨道倾角和偏心率快要超出控制范围时，需要执行轨道位置保持操作。对于化学推进，通常每周或每两周点火1次，由于化学推进的推力较大，有时会引发较大的卫星姿态扰动，导致位保器件部分高精度载荷无法工作；对于电推进，可以每天自主进行倾角和轨道偏心率控制，每次的控制幅度很小，一般为几十mN的量级，产生的姿态干扰小的多，有助于保持很高的轨道和姿态控制精度，这对于高精度控制任务，尤其是携带大型挠性天线卫星或是激光通信卫星的姿态高精度控制使非常有利的。

同时，由于地球同步轨道卫星只能依靠推力器来对执行机构的角动量进行卸载，因此在卫星动量管理过程中，相对化学推进而言，使用电推进进行角动量卸载产生的瞬时激励更小，不易激起挠性附件的柔性振动，在卫星姿态控制中具有更突出的优点。

此外，电推进由于比冲更高，使用电推进的最大优点是可大幅减少推进剂携带量，在携带同等重量有效载荷的情况下可使发射重量减轻约一半，从而可实现一箭双星发射，有效降低研制和发射成本，显著提升卫星平台的市场竞争力。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种电推位保过程中的卫星高精度高稳度姿态控制方法，使卫星在进行轨道位保过程中，对连续多拍飞轮转速数据进行高阶差分，从而辨识出电推对姿态产生的干扰力矩,并以此开展质心在轨辨识，同时借助电推矢量控制装置实施干扰力矩抑制和角动量管理，实现卫星位保期间的姿态高精度高稳定度控制。

为了达到上述目的，本发明通过以下技术方案实现：

一种电推位保过程中的卫星高精度高稳度姿态控制方法，其特征是，包含以下步骤：

S1、卫星控制系统参数切换为高带宽控制参数；

S2、卫星控制系统采集连续多个控制周期的飞轮转速，通过对飞轮转速进行高阶差分计算卫星受到的姿态干扰力矩，若干扰力矩小于设定的干扰力矩上阈值，判定矢量电推已转到指定角度附近，执行步骤S5，若干扰力矩大于设定的干扰力矩上阈值，执行步骤S3；

S3、根据干扰力矩，计算卫星质心偏移量；

S4、根据卫星质心偏移量计算电推力矩平衡时矢量电推应转角度，采用开环控制方法驱动电推转到该指定方向，返回执行步骤S2以确认矢量电推是否转动到位；

S5、将干扰力矩或飞轮角动量作为反馈量接入系统进行闭环控制，通过控制算法调节转角将反馈量控到0附近，以完成高精度干扰力矩抑制。

上述的电推位保过程中的卫星高精度高稳度姿态控制方法，其中，所述的步骤S5具体包含：

S51、将干扰力矩作为反馈量接入系统进行闭环控制，通过控制算法调节转角将干扰力矩控到0附近；

S52、判断干扰力矩是否小于设定的干扰力矩下阈值，若是，则执行步骤S53进一步根据飞轮角动量判定是否对其进行卸载，若不是，则返回执行步骤S51；

S53、判断飞轮角动量是否高于设定的飞轮角动量上阈值，若是，则需要卸载，执行步骤S54，若不是，则已实现卫星位保期间的姿态高精度高稳定度控制；

S54、将飞轮角动量代替干扰力矩作为反馈量接入闭环控制，采用控制算法将其控到0附近，实现飞轮角动量卸载；

S55、继续判断飞轮角动量是否低于设定的飞轮角动量下阈值，若是，则认为卸载完成，系统返回执行步骤S51重新切换到干扰力矩反馈控制，若不是，则认为角动量卸载未完成，系统返回执行步骤S54继续完成飞轮角动量卸载。

上述的电推位保过程中的卫星高精度高稳度姿态控制方法，其中，所述的步骤S2中还包含：

控制系统将采集的多拍飞轮转速数据进行高阶差分，以消除飞轮转速测量误差因素的影响。

上述的电推位保过程中的卫星高精度高稳度姿态控制方法，其中，所述的步骤S3具体包含：

根据步骤S2辨识出的干扰力矩，结合卫星的自身几何参数，在力矩平衡状态下计算质心实际位置相对理论位置的偏移量。

上述的电推位保过程中的卫星高精度高稳度姿态控制方法，其中，所述的步骤S2中还包含：

卫星控制系统采集连续多个控制周期的飞轮转速数据后，判断该些飞轮转速数据的有效性，若有效，再计算飞轮角加速度信息，进而得到卫星受到的姿态干扰力矩，若无效，则重新采集连续多个控制周期的飞轮转速。

本发明与现有技术相比具有以下优点：实现卫星轨道位保期间对卫星开展质心位置辨识，抑制干扰力矩，实施角动量管理，使得卫星在位保过程中实现高精度高稳定度姿态控制，确保高精度有效载荷的正常工作的有利条件。

附图说明

图1为本发明的控制方法流程图；

图2为本发明中电推在卫星上的安装构型及坐标系定义示意图；

图3为本发明中电推引起干扰力矩示意图；

图4为本发明中电推角度变化时相关量的几何关系图。

具体实施方式

以下结合附图，通过详细说明一个较佳的具体实施例，对本发明做进一步阐述。

以南北位保期间滚动轴姿态控制为例，如图2所示，为本实施例中电推在卫星1上的安装及坐标系定义示意图，不失一般性，假设两台电推2相对卫星理论质心4对称安装，两台电推2中，其中一台固定安装，另外一台通过电推矢量控制机构3可以在所示平面内进行有限角度的一维转动，从而改变其推力方向，最大转动角度为α_max。卫星本体坐标系按照右手准则建立，其中X轴方向垂直纸面平面向里，通过图示安装的矢量电推可以实现Z轴方向质心偏移量的辨识，电推平行于Y轴时为角度0位，沿X轴正向转动角度为+，反之为-。

如图1、2所示，本发明提出一种电推位保过程中的卫星高精度高稳度姿态控制方法，其包含以下步骤：

S1、卫星启动电推进行位保时，卫星控制系统控制算法参数从稳态切换为高带宽控制参数，以保证卫星在位保过程中的高带宽姿态控制；

S2、卫星控制系统采集连续多个控制周期的滚动轴飞轮转速ω(k-n)、…、ω(k)，并对这些多拍飞轮转速数据进行高阶差分以消除飞轮转速测量误差因素的影响，得到高精度飞轮角加速度并以此计算卫星受到的姿态干扰力矩T_i，若干扰力矩T_i小于设定的干扰力矩上阈值T_G，判定矢量电推已转到指定角度附近，执行步骤S5，若干扰力矩T_i大于设定的干扰力矩上阈值T_G，执行步骤S3；

S3、由于卫星在位保过程中保持姿态稳定，高轨卫星位保期间所受干扰力矩基本是由电推引起，根据步骤S2计算得到的干扰力矩T_i，结合卫星的自身几何参数，在力矩平衡状态下计算质心实际位置5相对理论位置4的偏移量Δl；

S4、根据卫星质心偏移量Δl计算电推力矩平衡时矢量电推应转角度，采用开环控制方法驱动电推转到该指定方向，返回执行步骤S2以确认矢量电推方向是否已经转动到位，值得注意的是，本实施例中，系统由辨识出的质心偏移量计算两台电推力矩平衡时矢量电推应该转动的角度，并采用开环控制驱动电推转到指定方向，且在采用开环控制方法驱动电推转到该指定方向的过程中，推力方向变化角度受工程限制而存在限幅，电推矢量控制机构3响应时间要求不超过系统指周期，且拥有一定的角度控制分辨率，以保证姿态控制精度，角度限幅大小、驱动机构带宽及角度分辨率等指标需根据具体控制任务来设计；

S5、将干扰力矩T_i或飞轮角动量H作为反馈量接入系统进行闭环控制，通过PID等控制算法调节转角将反馈量控到0附近，以完成高精度干扰力矩抑制。

其中，所述的步骤S5具体包含：

S51、将干扰力矩T_i作为反馈量接入系统进行闭环控制，通过PID等控制算法调节转角将干扰力矩T_i控到0附近；

S52、判断干扰力矩T_i是否小于设定的干扰力矩下阈值T_g，若是，则执行步骤S53进一步根据飞轮角动量H判定是否对其进行卸载，若不是，则返回执行步骤S51；

S53、判断飞轮角动量H是否高于设定的飞轮角动量上阈值H_G，若是，则需要卸载，执行步骤S54，若不是，则卫星高精度高稳定度姿态控制目标实现；

S54、将飞轮角动量H代替干扰力矩T_i作为反馈量接入闭环控制，采用PID等控制算法将其控到0附近，实现飞轮角动量卸载；

S55、继续判断飞轮角动量H是否低于设定的飞轮角动量下阈值H_g，若是，则认为卸载完成，系统返回执行步骤S51重新切换到干扰力矩反馈控制，若不是，则认为角动量卸载未完成，系统返回执行步骤S54继续完成飞轮角动量卸载。

其中，所述的步骤S2中还包含：

卫星控制系统采集连续多个控制周期的飞轮转速数据后，判断该些飞轮转速数据的有效性，若有效，再计算飞轮角加速度信息，进而得到卫星受到的姿态干扰力矩T_i，若无效，则重新采集连续多个控制周期的飞轮转速。

以下结合附图说明本实施例中步骤S2和步骤S5的具体实现过程，如图3所示为电推工作引起干扰力矩示意图，以卫星1在Z轴上质心偏移+Δl为例，卫星启动轨道位保后，两台电推2同时启动，由于质心偏差产生的滚动轴X方向姿态干扰力矩为：

T_r＝F·(L+Δl)-F·(L-Δl)＝2F·Δl (1)

式中，T_r为通过几何关系计算得到的由质心偏差引起的干扰力矩，F为单个电推的推力大小，L为地面理论计算得到的质心与电推安装点之间的距离在卫星Z轴方向的分量；

在干扰力矩T_r的持续作用下，X轴方向飞轮角动量开始积累，连续记录多个控制周期X轴飞轮的转速，以10拍为例，采集的飞轮转速分别为ω(k-9)、ω(k-8)、……、ω(k-1)、ω(k)，对这10拍数据进行高阶差分，来估算当前拍飞轮角加速度，计算中间量：

其中，Δt为系统控制周期；

将上述中间量求均值来估计当前拍飞轮角加速度，根据需要可以各项进行加权，如将上述各项分别加权4、2、2、1、1，则飞轮角加速度估计值为

计算卫星实际受到的干扰力矩因此可以得到，为

其中，J为飞轮转动惯量；

卫星对辨识出的干扰力矩进行判定，若大于设定的干扰力矩上阈值T_G，则进行如下质心偏差量辨识过程，干扰力矩上阈值T_G根据实际卫星控制指标设定。

电推位保期间，卫星所受干扰力矩基本上是由电推作用产生，因此可以认为T_r＝T_i，于是满足：

从而得到质心偏差量为：

如图4所示，为电推转动角度+α后的几何关系图，卫星可以通过转动矢量电推的方向来平衡两台电推产生的干扰力矩，也就是要实现两台电推的力臂平衡，L’为两台电推的力矩平衡时电推力的力臂，根据几何关系，需要满足：

(L+Δl)cosα-Dsinα＝L-Δl (11)

求解即可得到力矩平衡状态的角度，即：

其中，L和D分别为地面理论计算得到的质心与电推安装点之间的距离在卫星Z轴和Y轴方向的分量。计算得到角度α后，通过电推矢量控制机构实施开环控制，驱动电推转到期望角度，实际的角度控制指令为：

其中，α_c为电推矢量角度指令，α_max为矢量推进机构能转动的最大角度。

若辨识出干扰力矩T_i<T_G，则表明外部干扰力矩已经较小，为了更加精确的消除扰动，将干扰力矩T_i引出作为反馈项接入控制系统进行闭环控制，采用诸如PID等控制算法，将T_i项继续向0控。

通过闭环控制控到T_i<T_g(T_g<T_G)后，认为电推干扰力矩已经得到有效抑制，此时若飞轮角动量H>H_G，则需要进行卸载，将飞轮角动量H代替干扰力矩T_i作为反馈接入闭环，采用PID等控制算法将其控到H<H_g，实现飞轮角动量卸载，并在卸载完成后重新切换到干扰力矩反馈控制。

尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。