一种利用磁力矩器卸载卫星合成角动量的双滞环方法与流程

本发明涉及一种利用磁力矩器卸载卫星合成角动量的双滞环方法，属于卫星姿态控制技术领域。

背景技术：

卫星在轨飞行过程中，会受到各种环境干扰的影响，使卫星姿态角和姿态角速度出现偏差。为了保持卫星三轴姿态的稳定，当代卫星一般采用动量轮等角动量交换装置，将外界环境对卫星姿态的干扰转化为角动量存储在动量轮中，当角动量达到一定程度时，将启动磁力矩器产生磁卸载力矩对动量轮进行角动量卸载，这就是所谓的角动量的“磁卸载”。传统磁卸载一般根据卫星的角动量积累情况进行磁控电压计算，但是在刚满足卸载条件时，会出现磁控电压频繁切换的情况，此时磁控力矩会引起卫星姿态角和角速度的波动，对卫星的高稳定度控制产生恶劣影响。

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，提出一种利用磁力矩器卸载卫星合成角动量的双滞环方法，该方法首先在卫星角动量误差超过δhlimit1且地磁场矢量与角动量误差矢量夹角大于ξlimit1度时进行磁卸载电压计算，直到角动量误差小于δhlimit0或地磁场矢量与角动量误差矢量夹角小于ξlimit0度时为止。计算出的卸载电压经过滤波平滑后输出，进一步降低磁控力矩对卫星姿态稳定度的影响，实现了卫星的高稳定度姿态控制。

本发明的技术解决方案是：

一种利用磁力矩器卸载卫星合成角动量的双滞环方法，使用三台沿本体坐标系正装的磁力矩器卸载卫星在本体坐标系下三个方向的合成角动量，该方法包括如下步骤：

(1)根据卫星在轨道上的位置，计算卫星所处空间环境的磁场bb；

bb＝[bbxbbybbz]^t，其中bbx，bby，bbz为磁场强度在卫星本体坐标系的三轴分量；

(2)计算卫星的合成角动量δhb；

初始t0时刻卫星的合成角动量δhb0＝0；

t1时刻卫星的合成角动量

t2时刻卫星的合成角动量

…

ti时刻卫星的合成角动量

ti+1时刻卫星的合成角动量

其中，js为卫星的转动惯量，ωoi为卫星轨道坐标系相对于惯性坐标系的角速度；

ωt1为t1时刻卫星相对于惯性坐标系的角速度，cbo1为t1时刻卫星从轨道坐标系到本体坐标系的转换矩阵，为t1时刻卫星动量轮组合的合成角动量；

ωt2为t2时刻卫星相对于惯性坐标系的角速度，cbo2为t2时刻卫星从轨道坐标系到本体坐标系的转换矩阵，为t2时刻卫星动量轮组合的合成角动量；

ωti为ti时刻卫星相对于惯性坐标系的角速度，cboi为ti时刻卫星从轨道坐标系到本体坐标系的转换矩阵，为ti时刻卫星动量轮组合的合成角动量；

ωti+1为ti+1时刻卫星相对于惯性坐标系的角速度，cboi+1为ti+1时刻卫星从轨道坐标系到本体坐标系的转换矩阵，为ti+1时刻卫星动量轮组合的合成角动量；

(3)计算当前时刻步骤(1)得到的卫星所处空间环境的磁场bb的方向与步骤(2)得到的当前时刻卫星的合成角动量δhb的夹角ε的余弦值cosε的绝对值|cosε|；

(4)计算当前时刻卫星的合成角动量δhb的范数||δhb||；

(5)根据步骤(3)得到的余弦值cosε的绝对值|cosε|和步骤(4)得到的范数||δhb||判断当前时刻卫星的合成角动量是否需要进行卸载，初始时刻时不对卫星的合成角动量进行卸载；

第一种情况，当当前时刻|cosε|<a时且当前时刻||δhb||＞b时对卫星的合成角动量进行卸载；

第二种情况，当当前时刻|cosε|＞c时或当前时刻||δhb||<d时不对卫星的合成角动量卸载；

a、b、c、d均为设定阈值，且a<c，b>d；

第三种情况，当当前时刻|cosε|<a时且当前时刻d≤||δhb||≤b时，根据当前时刻的前一时刻的卸载情况进行卸载或不卸载；

第四种情况，当当前时刻||δhb||＞b时且当前时刻a≤|cosε|≤c时，根据当前时刻的前一时刻的卸载情况进行卸载或不卸载；

第五种情况，当当前时刻a≤|cosε|≤c时且当前时刻d≤||δhb||≤b时，根据当前时刻的前一时刻的卸载情况进行卸载或不卸载；

(6)根据步骤(5)的判断结果，如果需要进行卸载则进入步骤(6)，如果不需要进行卸载则输出给磁力矩器的卸载电压为零；当判断结果为进行卸载时，则卫星本体坐标系下x方向的卸载电压vm1^*为：

卫星本体坐标系下y方向的卸载电压vm2^*为：

卫星本体坐标系下z方向的卸载电压vm3^*为：

其中，

kpmu为磁卸载系数，为一设定值；

mmlf为磁力矩器的最大磁矩；

vmmlf为电压的限幅值，为一设定值；

δhbx、δhby、δhbz为卫星的合成角动量δhb在卫星本体坐标系下的三个分量；

bbx、bby、bbz为卫星所处空间环境的磁场bb在卫星本体坐标系下的三个分量；

(7)对步骤(6)得到的卸载电压进行滤波，输出电压给磁力矩器，使磁力矩器对卫星在本体坐标系下三个方向的合成角动量进行卸载；滤波公式如下：

其中kvm为滤波系数，为一设定值，为上一时刻输出的滤波后的电压。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)本发明利用合成角动量及其与磁场强度夹角的双滞环设计，完全解决了磁控电压频繁切换引起的航天器姿态角速度波动的问题；

(2)本发明对磁控电压进行了滤波，使用该算法能够有效降低磁卸载对航天器姿态稳定度的影响；

(3)本发明提出的算法所要求的计算量小，无需增加额外的计算资源，适合星载计算机的实现。

(4)本发明涉及一种利用磁力矩器卸载的双滞环的方法，属于卫星姿态机动控制技术领域。该方法针对磁卸载在地磁场方向刚满足卸载条件的轨道弧段附近磁控电压的频繁切换的问题，针对角动量误差以及地磁场矢量与角动量误差矢量夹角引入双滞环卸载策略，最后对卸载电压进行滤波平滑后输出，有效降低磁控力矩对卫星姿态稳定度的影响，实现了卫星的高稳定度姿态控制。相比传统磁卸载方法，采用本发明的方法可降低磁控力矩引起的卫星姿态角和角速度的波动，有效克服磁卸载对卫星的姿态稳定度产生的恶劣影响。

附图说明

图1为夹角卸载条件判断滞环示意图；

图2为角动量卸载条件判断滞环示意图；

图3为本体坐标系下的磁场强度示意图；

图4为本体坐标系下的卫星合成角动量示意图；

图5为磁力矩器输出电压示意图。

具体实施方式

以下结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明。

实施例

下面对本发明进行具体说明：

假设为运行在轨道高度约500km，倾角97°的太阳同步轨道上。卫星配置了三台最大磁矩为mmlf＝200am²的磁力矩器，如图1-5所示；

(1)根据卫星的地理位置，计算卫星所处空间环境的磁场bb；

假设卫星当前所在地理位置为东经94°，北纬0.03°，高度492km，其环境磁场强度在本体坐标系下的三轴分量为

t1时刻：

bb＝[

-3.0084979825743828e-005,

5.9109881461567932e-006,

-8.4364482182156017e-006]nt。

t2时刻：

bb＝[

-6.8490665271550280e-007,

1.0552072686590731e-005,

-4.2079269982111809e-005]nt。

(2)计算卫星系统的合成角动量δhb；

假设卫星转动惯量为

js＝[14621.6,0.61,-267.41

0.61,12589.8,-365.91

-267.41,-365.91,9798.9]km2，

t1时刻：

惯性姿态角速度

ωt＝[-2.2149997569679649e-007,-0.0011087167831417878,1.6974443286667434e-007]trad/s，

轨道角速度为

ωoi＝[0.00000000000000000,-0.0011090212798321923,-1.4176809860738920e-010]rad/s

从轨道坐标系到本体坐标系的转换矩阵cbo为

cbo＝[0.99999999040172949,4.0952297969409912e-008,0.00013855157646493720；-4.0944417217803064e-008,0.99999999999999756,-5.6882073697646742e-008-0.00013855157646716225,5.6876400156833425e-008,0.99999999040172871]

星上角动量交换装置的角动量为

则系统总角动量为

δhb＝[

-0.0032832800821610288

0.0081412978437776368

-0.011836565394696311

]nms

t2时刻：

惯性姿态角速度

ωt＝[-3.1584609477267775e-005,-0.0011078694158919362,-6.3864276869319853e-005]trad/s，

轨道角速度为

ωoi＝[0.00000000000000000,-0.0011090212798321923,-1.4176809860738920e-010]rad/s

从轨道坐标系到本体坐标系的转换矩阵cbo为

cbo＝[

0.99959534255428351,0.028445577847135126,-1.5643765823580846e-005；

-0.028445577909407362,0.99959534266780548,-3.7726131908166760e-006；

1.5530121296791766e-005,4.2160825343001695e-006,0.99999999987052002]星上角动量交换装置的角动量为

则系统总角动量为

δhb＝[1.0632997724936242

-0.26045473119030199

-0.50341287228167142]nms

(3)计算当前时刻步骤(1)得到的卫星所处空间环境的磁场bb的方向与步骤(2)得到的当前时刻卫星的合成角动量δhb的夹角ε的余弦值cosε的绝对值|cosε|

t1时刻：|cosε|＝0.5266

t2时刻：|cosε|＝1.7531e-005

(4)计算当前时刻卫星的合成角动量δhb的范数||δhb||；

t1时刻：|δhb|＝0.0147nms

t2时刻：|δhb|＝1.2049nms

(5)根据步骤(3)得到的余弦值cosε的绝对值|cosε|和步骤(4)得到的范数||δhb||判断当前时刻卫星的合成角动量是否需要进行卸载，初始时刻时不对卫星的合成角动量进行卸载；

设a＝0.707，b＝1.2，c＝0.7660；d＝1.2；

t1时刻：由于||δhb||＝0.0147<d，因此不进行卸载；

t2时刻：由于|cosε|＝1.7531e-005<a，且||δhb||＝1.2049>1.2，因此需要进行卸载；

(6)根据步骤(5)的判断结果，当判断结果为进行卸载时，则

t1时刻：vm1^*＝vm2^*＝vm3^*＝0

t2时刻：

卫星本体坐标系下x方向的卸载电压vm1^*为：

vm1^*＝-0.15989443994619182

卫星本体坐标系下y方向的卸载电压vm2^*为：

vm2^*＝0.27521345483441662

卫星本体坐标系下z方向的卸载电压vm3^*为：

vm3^*＝0.073318359058691107

其中kpmu＝0.0005，mmlf＝200，

mx＝0.43219029156920075；

my＝1.1975601839719610；

mz＝0.29327343623476432；

kmm＝max(|mx/mmlf|,|my/mmlf|,|mz/mmlf|,1)

＝max(|0.43219029156920075/200|,|1.1975601839719610/200|,|0.29327343623476432/200|,1)

＝1

vmmlf＝5.0；

(7)对步骤(6)得到的卸载电压进行滤波，输出电压给磁力矩器，使磁力矩器对卫星在本体坐标系下三个方向的合成角动量进行卸载；滤波公式如下：

其中

则本周期卸载电压为：

vm1＝-0.015989443994619178v

vm2＝0.027521345483441654v

vm3＝0.0073318359058691090v

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。