星上有效载荷扫描机构大干扰力矩实时补偿方法与流程

本发明涉及一种大干扰力矩实时补偿方法，特别是涉及一种星上有效载荷扫描机构大干扰力矩实时补偿方法。

背景技术：

随着航天遥感任务的不断拓展和有效载荷技术的不断发展，全天域全天时遥感观测任务的需求越来越迫切，有效载荷机构运动带来大干扰力矩对卫星姿态稳定度的影响也越来越大。

目前关于星上有效载荷大干扰力矩实时补偿方法的介绍较少，经文献检索，中国发明专利号201310209592.3，专利名称为“一种带运动有效载荷卫星的前馈力矩补偿方法”，通过等效力矩补偿、基于开环的理论超前补偿和时间标定等手段，实现带运动载荷的高精度高稳定度控制。其应用对象干扰力矩小，最大不到0.11Nm，经仿真分析在小干扰力矩条件下，上述补偿结果对等效力矩补偿精度和时间不同步误差影响不敏感。但目前新型卫星大口径有效载荷的扫描机构运动干扰力矩已达到1Nm左右，运动机构干扰力矩的显著性，以及星上总线信息冲突导致时间延迟的时变性等，使得上述补偿方式已无法满足姿态稳定度优于5×10-4(°/s)的任务需求。

本发明通过设计与有效载荷运动特性匹配的专用力矩补偿轮以及同步信号协同设计，提出一种专用力矩补偿轮和飞轮组合的联合卫星有效载荷干扰力矩实时补偿方法，高可靠地保证卫星高姿态稳定度指标。目前没有发现同本发明类似技术说明，也尚未收集到国内外类似的资料。

技术实现要素：

本发明所要解决的技术问题是提供一种星上有效载荷扫描机构大干扰力矩实时补偿方法，其实现高精度姿态稳定度，以保证有效载荷干扰力矩与力矩补偿轮补偿力矩之间的高同步性，本发明在具有大干扰力矩的有效载荷之间，及其与力矩补偿轮之间，设计专用的换向同步硬线，从而使得时间同步精度能够优于20us，相对传统软件校时方法大大提高了时统精度。

本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：一种星上有效载荷扫描机构大干扰力矩实时补偿方法，其步骤主要包括：

步骤一，当有效载荷扫描机构接收到中心管理计算机工作指令后，在启动以及运动过程中的加减速时刻通过串口向专用力矩补偿轮发送当前载荷的同步信息及当前工作模式判别代码，实现同步工作；

步骤二，单个力矩补偿轮设计两路具备接收功能的RS422接口分别接收两个有效载荷的同步信息及当前工作模式判别代码；

步骤三，力矩补偿轮串口接收有效载荷模式判别码和同步信息后，立即启动该工作模式下的力矩补偿方式，并根据加减速极性信号，判断补偿力矩的极性进行前馈力矩补偿；

步骤四，中心管理计算机接收地面修正量，通过RS422接口向力矩补偿轮转发地面上注的力矩补偿量、力矩补偿修正参数进行在轨调整；一旦补偿轮失效，中心管理计算机切换至飞轮组合补偿工作模式，根据有效载荷扫描机构运动换向信号，实现有效载荷运动与飞轮组合地时间同步性，由中心管理计算机根据有效载荷工作模式向飞轮组合发送角动量辅助补偿量实现对载荷干扰力矩的补偿；

步骤五，对于具有多个大干扰力矩有效载荷的力矩补偿方式，力矩补偿轮在执行补偿指令时，接收到不同有效载荷指令，力矩补偿轮立即将新接收的力矩指令叠加到当前正在执行的力矩指令上作为新的力矩指令，两个指令叠加部分执行完后继续执行未执行完的补偿指令，直到两个指令执行结束。

优选地，星上有效载荷扫描机构大干扰力矩实时补偿装置包括地面站、中心管理计算机、力矩补偿轮组、飞轮组合、第一有效载荷扫描机构、第二有效载荷扫描机构、有效载荷扫描机构与力矩补偿轮组间的同步串口、有效载荷扫描机构与中心管理计算机间的换向同步信号差分串口、中心管理计算机与飞轮组合间的角动量辅助补偿串口，地面站通过对卫星在轨的姿态数据处理，评估星上干扰力矩补偿效果，进而优化力矩补偿量最佳设计值；地面站向星上中心管理计算机通过无线测控通道上注修改力矩补偿量系数，以及上注修改力矩补偿轮组的力矩幅值、力矩周期、力矩作用时间等工作模式参数；中心管理计算机接收到地面站的上注参数后，对力矩补偿轮组进行参数修改，或切换至飞轮组合，利用中心管理计算机与飞轮组合间的角动量辅助补偿串口，进行角动量辅助补偿。

优选地，所述第一载荷扫描机构和第二载荷扫描机构运动时产生干扰力矩，通过有效载荷扫描机构与力矩补偿轮组间的同步串口，向专用力矩补偿轮组发送工作模式同步字，同时向中心管理计算机发送换向同步信号，实现力矩补偿轮组和飞轮组合协同对星上载荷的干扰力矩实时补偿。

优选地，所述力矩补偿轮组的配置数量按照多个有效载荷扫描机构的空间综合干扰力矩正交分布进行选配；单个力矩补偿轮的最大输出力矩大于该方向的载荷综合干扰力矩；力矩补偿轮组通过电流反馈和摩擦力矩补偿控制输出力矩，提高响应时间及力矩补偿精度。

优选地，所述第一载荷扫描机构和第二载荷扫描机构运动控制方式统一设计成1/2周期正弦加速或减速；根据有效载荷指向转角范围设定不同加减速时间以及对应的匀速段速度档数，即预先规定载荷运动时的输出干扰力矩幅值、周期和作用时间。

优选地，所述第一载荷扫描机构和第二载荷扫描机构的控制方式采用1/2周期正弦加速或减速，其启动时刻、停止时刻以及达到匀速段时刻的干扰输出力矩均为零，使力矩补偿轮组工作力矩输出没有突变，避免自身力矩输出不平滑带来的干扰。

优选地，所述力矩补偿轮组内部预先保存与有效载荷运动一致的工作模式；一旦有效载荷接收到工作指令，在启动以及运动过程中的加减速时刻，向力矩补偿轮发送同步信息及当前工作模式判别代码，力矩补偿轮根据多载荷的输入信息进行不同工作模式迭加，同时补偿多个载荷大干扰力矩；力矩补偿轮组3发送的同步信息信号来源标识用以区分星上不同有效载荷的干扰力矩，有效载荷工作模式判别代码用以区分其不同干扰力矩的运动特性曲线。

优选地，所述力矩补偿轮组设有一特定工作模式，该工作模式对应的力矩幅值、力矩周期、力矩作用时间在轨修改；中心管理计算机通过RS422接口向力矩补偿轮转发地面上注的力矩补偿修正参数，当有效载荷按地面指令选择该特定工作模式向补偿轮发送判别码后，力矩补偿轮选择地面修正的工作模式进行在轨高精度干扰力矩补偿。

优选地，所述第一载荷扫描机构和第二载荷扫描机构在运动换向时均向中心计算机发送换向信号，建立有效载荷运动与飞轮组合工作的时间同步性。一旦专用力矩补偿轮在轨出现故障无法正常工作时，中心管理计算机切换补偿模式，根据有效载荷扫描机构换向信号发送角动量辅助补偿量至飞轮组合，补偿有效载荷扫描机构运动的角动量变化对卫星姿态稳定度的影响。

优选地，所述力矩补偿轮组响应时间快，严格按照与有效载荷相同的1/2周期正弦加速或减速变化曲线进行力矩补偿；飞轮组合响应时间相对慢，中心管理计算机切换至飞轮组合补偿时，一旦收到扫描机构换向信号，结合有效载荷在轨工作模式，在轮控的基础上，根据角动量守恒原理，中心管理计算机控制飞轮组合，使其匀加速至角动量补偿量与载荷运动角动量量级相同，极性相反，进行有效载荷扫描机构大干扰实时补偿，提高在轨补偿机构往复运动下的系统异构工作可靠性。

本发明的积极进步效果在于：本发明实现高精度姿态稳定度，以保证有效载荷干扰力矩与力矩补偿轮补偿力矩之间的高同步性，本发明在具有大干扰力矩的有效载荷之间，及其与力矩补偿轮之间，时间同步精度能够优于20us，相对传统软件校时方法大大提高了时统精度。

附图说明

图1为本发明星上有效载荷扫描机构大干扰力矩实时补偿方法的框架图。

图2为本发明中有效载荷扫描机构与力矩补偿轮同步工作示意图。

图3为本发明中未进行有效载荷大干扰力矩补偿的卫星姿态角速度变化曲线图。

图4为本发明中进行有效载荷大干扰力矩补偿下的卫星姿态角速度变化曲线图。

具体实施方式

下面结合附图给出本发明较佳实施例，以详细说明本发明的技术方案。

如图1所示，有效载荷干扰力矩具有量级大，同时存在多方向上的干扰力矩特点。一般星上载荷一维运动为南北或东西运动，二维运动分别进行南北和东西运动，或同时运动。有效载荷运动时对卫星产生干扰力矩，需在不同干扰力矩作用方向上安装对应的力矩补偿轮。考虑卫星安装两个有效载荷，一个作一维扫描运动、另一个作两维扫描运动，两维扫描运动载荷的一个轴与一维扫描运动载荷的扫描轴平行，则星上安装两个主份补偿轮。

如图1至图4所示，本发明公开了一种星上有效载荷扫描机构大干扰力矩实时补偿方法，其步骤主要包括：

步骤一，有效载荷扫描机构接收到中心管理计算机工作指令后，在启动以及运动过程中的加减速时刻通过串口向专用力矩补偿轮发送当前载荷的同步信息及当前工作模式判别代码，实现同步工作如图2所示；

步骤二，单个力矩补偿轮设计两路具备接收功能的RS422接口(串口1、串口2)分别接收两个有效载荷的同步信息(含极性及信号来源)及当前工作模式判别代码(代表力矩的幅值、周期、作用时间等)；

步骤三，力矩补偿轮串口1、2接收有效载荷模式判别码和同步信息后，立即启动该工作模式下的力矩补偿方式(力矩的幅值、周期、作用时间)，并根据加减速极性信号，判断补偿力矩的极性进行前馈力矩补偿；

步骤四，中心管理计算机接收地面修正量，通过RS422接口向力矩补偿轮转发地面上注的力矩补偿量、力矩补偿修正参数。一旦补偿轮失效，中心管理计算机切换至飞轮组合补偿工作模式，根据有效载荷扫描机构运动换向信号，实现有效载荷运动与飞轮组合地时间同步性，由中心管理计算机根据有效载荷工作模式向飞轮组合发送角动量辅助补偿量实现对载荷干扰力矩的补偿；

步骤五，对于具有多个大干扰力矩有效载荷的力矩补偿方式，力矩补偿轮在执行补偿指令时，接收到不同有效载荷指令，力矩补偿轮立即将新接收的力矩指令叠加到当前正在执行的力矩指令上作为新的力矩指令，两个指令叠加部分执行完后继续执行未执行完的补偿指令，直到两个指令执行结束。

图3、图4分别给出了未采用和采用本方法两种情况下，在有效载荷大干扰力矩作用下卫星的三轴姿态角速度变化；由试验数据得，采用本方法将卫星的姿态稳定度提高了约4倍。

通过以上设计及试验验证，本发明的星上有效载荷大干扰力矩实时补偿方法，实现卫星在有效载荷大干扰力矩作用下的高精度姿态稳定度要求。

如图1所示，所述星上有效载荷扫描机构大干扰力矩实时补偿装置包括地面站1、中心管理计算机2、力矩补偿轮组3、飞轮组合4、第一有效载荷扫描机构5、第二有效载荷扫描机构6、有效载荷扫描机构与力矩补偿轮组间的同步串口7、有效载荷扫描机构与中心计算机间的换向同步信号差分串口8、中心管理计算机与飞轮组合间的角动量辅助补偿串口9，地面站1通过对卫星在轨的姿态数据处理，评估星上干扰力矩补偿效果，进而优化力矩补偿量最佳设计值；地面站1向星上中心管理计算机2通过无线测控通道上注修改力矩补偿量系数，以及上注修改力矩补偿轮组3的力矩幅值、力矩周期、力矩作用时间等工作模式参数。中心管理计算机2接收到地面站1的上注参数后，对力矩补偿轮组3进行参数修改，或切换至飞轮组合4，利用中心管理计算机与飞轮组合4间的角动量辅助补偿串口9，进行角动量辅助补偿。

所述第一载荷扫描机构5和第二载荷扫描机构6运动时产生干扰力矩，通过有效载荷扫描机构与力矩补偿轮组间的同步串口7，向专用力矩补偿轮组3发送工作模式同步字，同时向中心管理计算机2发送换向同步信号，实现力矩补偿轮组3和飞轮组合4联合对星上载荷的干扰力矩实时补偿。

所述力矩补偿轮组3的配置数量按照多个有效载荷扫描机构的空间综合干扰力矩正交分布进行选配；单个力矩补偿轮的最大输出力矩大于该方向的载荷综合干扰力矩；力矩补偿轮组3通过电流反馈和摩擦力矩补偿控制输出力矩，提高响应时间及力矩补偿精度。

所述第一载荷扫描机构5和第二载荷扫描机构6运动控制方式统一设计成1/2周期正弦加速或减速；根据有效载荷指向转角范围设定不同加减速时间以及对应的匀速段速度档数，即预先规定载荷运动时的输出干扰力矩幅值、周期和作用时间。

所述第一载荷扫描机构5和第二载荷扫描机构6的控制方式采用1/2周期正弦加速或减速，其启动时刻、停止时刻以及达到匀速段时刻的干扰输出力矩均为零，使力矩补偿轮组3工作力矩输出没有突变，避免自身力矩输出不平滑带来的干扰。

所述力矩补偿轮组3内部预先保存与有效载荷运动一致的工作模式；一旦有效载荷接收到工作指令，在启动以及运动过程中的加减速时刻，向力矩补偿轮发送同步信息(含极性及信号来源标识)及当前工作模式判别代码(代表力矩的幅值、周期、作用时间)，力矩补偿轮根据多载荷的输入信息进行不同工作模式迭加，同时补偿多个载荷大干扰力矩；力矩补偿轮组3发送的同步信息信号来源标识用以区分星上不同有效载荷的干扰力矩，有效载荷工作模式判别代码用以区分其不同干扰力矩的运动特性曲线。

所述力矩补偿轮组3设有一特定工作模式，该工作模式对应的力矩幅值、力矩周期、力矩作用时间在轨修改。中心管理计算机通过RS422接口向力矩补偿轮转发地面上注的力矩补偿修正参数，当有效载荷按地面指令选择该特定工作模式向补偿轮发送判别码后，力矩补偿轮选择地面修正的工作模式进行在轨高精度干扰力矩补偿。

所述第一载荷扫描机构5和第二载荷扫描机构6在运动换向时均向中心计算机发送换向信号，建立有效载荷运动与飞轮组合工作的时间同步性。一旦专用力矩补偿轮在轨出现故障无法正常工作时，中心管理计算机切换补偿模式，根据有效载荷扫描机构换向信号发送角动量辅助补偿量至飞轮组合，补偿有效载荷扫描机构运动的角动量变化对卫星姿态稳定度的影响。

所述力矩补偿轮组3响应时间快，严格按照与有效载荷相同的1/2周期正弦加速或减速变化曲线进行力矩补偿；飞轮组合响应时间相对慢，中心管理计算机切换至飞轮组合补偿时，一旦收到扫描机构换向信号，结合有效载荷在轨工作模式，在轮控的基础上，根据角动量守恒原理，中心管理计算机控制飞轮组合，使其匀加速至角动量补偿量与载荷运动角动量量级相同，极性相反，进行有效载荷扫描机构大干扰实时补偿，提高在轨补偿机构往复运动下的系统异构工作可靠性。

本发明采用同步信号协同设计，利用专用力矩补偿轮和通用飞轮组合联合实现对星上有效载荷的干扰力矩实时补偿，力矩补偿量和补偿参数可在轨修正，实现了卫星高精度高稳定度以及高可靠的姿态补偿控制，姿态稳定度优于5×10-4(°/s)，以解决卫星有效载荷大干扰力矩的实时补偿工程问题，满足卫星高精度高稳定度姿态控制任务需求。

以上所述的具体实施例，对本发明的解决的技术问题、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。