一种利用正交安装飞轮控制避免过零的方法与流程

本发明涉及卫星姿态控制技术领域，具体涉及一种利用正交安装飞轮控制避免过零的方法。

背景技术：

卫星姿轨控分系统配置了4个反作用飞轮，其中为了保证X方向的一定快速机动能力，X方向沿X_aR轴方向安装了两个飞轮H_X1和H_X2，Y和Z方向各安装一个，分别是沿Y_aR、Z_aR轴方向安装的H_Y、H_Z。在正常工作时，四个正交轮都工作，安装如图1所示。

正常轮控模式下，飞轮的转速偏低。一般每个轨道周期在±30rpm内波动，会频繁过零，而飞轮过零由于静摩擦力增大可能会对飞轮造成一定的磨损从而影响长期性能，为使飞轮工作在较好的工况，在轴承组件润滑良好的情况下适当改变飞轮工作转速，在不影响系统要求的前提下使得飞轮转速稍高并避免过零。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种利用正交安装飞轮控制避免过零的方法，其在不影响系统要求的前提下通过利用正交安装飞轮使飞轮转速变高从而避免转速过零，以达到工作在此工况下的飞轮轴承组件的润滑环境较好，对其寿命有利。

为了达到上述目的，本发明通过以下技术方案实现：

一种利用正交安装飞轮控制避免过零的方法，其特征是，该方法应用于一卫星姿轨控分系统中，所述的卫星姿轨控分系统配置有多个反作用飞轮，分别为X向的H_X1和H_X2、Y向的H_Y以及Z向的H_Z，所述的利用正交安装飞轮控制避免过零的方法具体包含：

根据当前卫星信息，分别计算X方向飞轮，Y方向飞轮以及Z方向飞轮分别需要产生的指令转速ω_cx(k)、ω_cy(k)、ω_cz(k)；

将一对称偏置Δω_x分配到X方向的H_X1和H_X2两个飞轮上，使飞轮H_X1与飞轮H_X2的转速均不过零；

对Y向飞轮H_Y的角动量卸载一偏置H_y0使Y向飞轮H_Y转速不过零；

对Z向飞轮H_Z的角动量卸载一偏置H_z0使Z向飞轮H_Z转速不过零，该偏置H_z0根据外干扰力矩在卫星本体三周坐标系下X方向的常值分量T_ω0x确定。

上述的利用正交安装飞轮控制避免过零的方法，其中：

所述的将对称偏置Δω_x分配到H_X1和H_X2两个飞轮上的转速计算方式为：

H_X1的转速ω_cx1(k)＝ω_cx(k)/2+Δω_x；

H_X2的转速ω_cx2(k)＝ω_cx(k)/2-Δω_x。

上述的利用正交安装飞轮控制避免过零的方法，其中：

Y向飞轮H_Y的角动量卸载的偏置值H_y0的计算方式为：

H_y0＝Δω_y*π/30/J_wy

式中，J_wy为Y向飞轮H_Y的的转动惯量，Δω_y为飞轮H_Y的的偏置转速。

上述的利用正交安装飞轮控制避免过零的方法，其中：

根据外干扰力矩在卫星本体三周坐标系下X方向的常值分量T_ω0x确定的Z向飞轮H_Z的角动量卸载的偏置值H_z0的计算公式为：

H_z0＝T_ω0x/ω₀

式中，ω₀为卫星的轨道角速度，T_ω0x为外干扰力矩在本体三轴坐标系下X方向的常值分量。

上述的利用正交安装飞轮控制避免过零的方法，其中：

所述卫星姿轨控分系统采用磁力矩器产生的磁矩与地磁场作用产生外力距，作用在卫星上，实现卸载以及各飞轮的角动量控制。

本发明与现有技术相比具有以下优点：

1、利用卫星XYZ三个方向的不同特性，对三个方向飞轮的转速和卸载角动量偏置采用不同的计算方式，从而达到避免正常轮控下三个飞轮的过零问题；

2、巧妙的利用了星上装有两个X方向飞轮的特征，将X方向所需的飞轮转速不对称的分配到X1和X2两个飞轮上，从而可以避免正常轮控下X向飞轮的过零现象；

3、结合卫星所受的干扰力矩进行了Y、Z方向飞轮的角动量偏置卸载，既避免了正常轮控下Y、Z向飞轮的过零现象，又保证了Z飞轮的角动量将X方向的常值外力矩抵消；

4、本发明易于星上实现和地面操作，且不影响正常工作性能，飞轮长期工作在不过零的低速工况下，飞轮轴承组件的润滑环境较好、对其寿命有利。

附图说明

图1为现有技术的卫星姿轨控分系统的反作用飞轮配置示意图。

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。

本发明提供一种利用正交安装飞轮控制避免过零的方法，其该方法应用于一卫星姿轨控分系统中，所述的卫星姿轨控分系统配置有多反作用飞轮，分别为X向的H_X1和H_X2、Y向的H_Y以及Z向的H_Z。

所述的利用正交安装飞轮控制避免过零的方法具体包含：

根据当前卫星信息，分别计算X方向飞轮，Y方向飞轮以及Z方向飞轮分别需要产生的指令转速ω_cx(k)、ω_cy(k)、ω_cz(k)；

具体的，上述指令转速的计算方式为：计算得到需要飞轮产生的角动量H_(k)，再由角动量和飞轮的转动惯量J_w得到飞轮的指令转速：

X方向飞轮转速不过零的实现方案是，将一对称偏置Δω_x分配到X方向的H_X1和H_X2两个飞轮上，使飞轮H_X1与飞轮H_X2的转速均不过零；

具体的，本实施例中，X方向的角动量由H_X1和H_X2两个飞轮联合提供，简单的设计就是把X方向的角动量平均分配到两个H_X1和H_X2轮子上，这样X方向飞轮会频繁过零，为了避免这种情况，可以设计带有一定对称偏置Δω_x的分配到H_X1和H_X2两个飞轮上的计算如下：

H_X1的转速ω_cx1(k)＝ω_cx(k)/2+Δω_x (2)；

H_X2的转速ω_cx2(k)＝ω_cx(k)/2-Δω_x (3)。

假设飞轮平均分配情况下的转速在±30rpm内波动，则可以设计Δω_x＝100rpm。方案实现后，H_X1飞轮的转速范围为100±30rpm，H_X2飞轮的转速范围为-100±30rpm。

Y方向飞轮转速不过零的实现方案是，对Y向飞轮H_Y的角动量卸载一偏置H_y0使Y向飞轮H_Y转速不过零；

具体的，Y向飞轮由于角动量方向与轨道角速度方向一致，对该方向进行一定的角动量偏置不会对卫星产生额外的常值干扰力矩，这个方向的角动量偏置完全从避免飞轮过零来设计。根据飞轮的特性和为了满足卫星的工作要求，设计Y向飞轮工作在100rpm比较合适，Δω_y＝100rpm，

H_y0＝Δω_y*π/30/J_wy (4)

式中，J_wy为Y向飞轮的转动惯量；方案实现后，Y飞轮的转速范围为100±30rpm。

Z方向飞轮转速不过零的实现方案是，对Z向飞轮H_Z的角动量卸载一偏置H_z0使Z向飞轮H_Z转速不过零，该偏置H_z0根据外干扰力矩在卫星本体三周坐标系下X方向的常值分量T_ω0x确定；

具体的，Z向飞轮角动量的偏置值H_z0根据重力梯度力矩和常值轨道陀螺力矩等外干扰力矩在卫星本体三轴坐标系下X方向的常值分量T_ω0x来设计，Z向飞轮的偏置除了能避免飞轮过零还能抵消X方向的常值外干扰力矩；

H_z0＝T_ω0x/ω₀ (5)

式中，ω₀为卫星的轨道角速度；T_ω0x为外干扰力矩在本体三轴坐标系下X方向的常值分量；方案实现后，Z飞轮的转速范围为400rpm左右。

本实施例中，卫星姿轨控分系统采用磁力矩器产生的磁矩与地磁场作用产生外力矩，作用在卫星上，实现卸载以及飞轮的角动量偏置。设计输出磁矩大小采用如下线性控制规律(所有矢量均表示在卫星星体本体三轴坐标系上的矢量)：

式中：为三根磁棒的磁矩矢量，Ku为卸载时间常数的倒数，为星体本体三轴坐标系下的地磁场分量，h为飞轮的角动量在卫星本体三轴坐标系中的表示，H₀为飞轮的角动量的偏置值在卫星本体aR坐标系中的表示。

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。