一种速率模式飞轮姿态控制系统飞轮组合平稳切换方法与流程

本发明涉及卫星姿态控制系统飞轮组合的平稳切换方法，特别涉及一种速率模式飞轮姿态控制系统飞轮组合平稳切换方法。

背景技术：

在利用飞轮作为执行机构的卫星姿态控制系统中，飞轮的配置往往有一定的冗余，可以选择不同飞轮组合进行卫星的姿态控制。

对于速率飞轮姿态控制系统或力矩飞轮通过星载计算机采样飞轮转速而闭环的系统，系统经过控制器解算的控制量为沿卫星星体的三轴角动量hc＝[hcxhcyhcz]^t，此控制角动量通过使用的飞轮组合的分配矩阵d转换为飞轮组合的角动量：

式中：d为参与控制飞轮组合的分配矩阵，为n×3维，n(通常n＝3～6)为参与控制的飞轮数量。若飞轮总数量为m(通常m＝3～6)，n≤m，其中m-n为未参与控制的飞轮数量。

如当前参与控制的飞轮组合为{w1,w2,…,wi,…wn}，简称飞轮组合a，其分配矩阵为da(n×3矩阵，矩阵元素和飞轮安装方向有关)，各飞轮的角动量分配关系参见图1。在t1时刻切换为飞轮组合{w1,w2,…,wi-1,wi+1,…wn,wj}，简称飞轮组合b，其分配矩阵为db(n×3矩阵)，即第i个飞轮wi退出控制(i≤n)，而代以第j个飞轮wj参与控制(j≤m)，其它参与控制的飞轮不变。

当由一种飞轮组合模式a切换到另一种飞轮组合模式b时，现有的做法是直接使用新飞轮组合的分配矩阵db取代原分配矩阵da计算飞轮组合b的各飞轮角动量对卫星进行控制。由于退出和新参与控制飞轮角动量的突变，将引起卫星姿态的抖动，这种抖动会影响卫星有效载荷的工作，造成卫星在短时间内性能下降，不能正常执行任务。

技术实现要素：

针对飞轮组合切换时出现的抖动，本发明提出了一种速率模式飞轮姿态控制系统飞轮组合平稳切换方法，使得卫星在飞轮组合切换时不出现姿态抖动而实现平稳切换，从而保证卫星平台在飞轮组合切换期间仍能连续稳定工作。

为了实现以上目的，本发明是通过以下技术方案实现的：

一种速率模式飞轮姿态控制系统飞轮组合平稳切换方法，其特点是，包含：

s1，根据飞轮组合切换时刻待退出飞轮wi的指令角动量或实际角动量规划卸载函数；

s2，从切换时刻起将规划的卸载函数作为角动量指令施加给退出飞轮wi，将所述飞轮wi的角动量卸载到零；

s3，对飞轮施加卸载角动量的同时，将卸载角动量前馈到控制器计算新的控制指令角动量；

s4，新的控制量通过飞轮组合b的分配矩阵计算出各飞轮的指令角动量并施加给飞轮组合b中各飞轮。

所述的步骤s1具体为：

设飞轮组合切换时刻要退出控制的飞轮wi的角动量规划一卸载函数，该卸载函数为线性函数：

式中，为飞轮wi的实际角动量，也可使用飞轮wi的指令角动量代替，该tx的大小影响卸载时间长短，此值小则卸载力矩大。

所述的步骤s2具体为：

从切换时刻起将规划的卸载函数hiu作为角动量指令施加给退出飞轮wi，将飞轮的角动量卸载到零；

对于速率飞轮姿态控制系统或力矩飞轮通过星载计算机采样飞轮转速而闭环的系统，利用飞轮的角动量与转速的关系，将卸载角动量表示为角速度函数ωiu＝hiu/ji，ji为飞轮wi的转动惯量，将飞轮转速ωiu施加给飞轮，直至飞轮转速卸载为零。

所述的步骤s3具体为：

根据待退出飞轮wi的安装方向，将卸载角动量hiu分解到卫星本体系的三个轴上为[hiucxhiucyhiucz]^t，自飞轮组合切换开始，将此卸载角动量前馈到控制器，即在控制器解算出的控制角动量hc＝[hcxhcyhcz]^t后，再减去卸载函数hiuc＝[hiucxhiucyhiucz]^t，将hc-hiuc作为控制量。

所述的步骤s4具体为：

将新的控制量通过飞轮组合b的分配矩阵计算出各飞轮的指令角动量自飞轮组合切换开始，将hc-hiu作为新控制量，通过飞轮组合b的分配矩阵db解算出各飞轮的角动量：

hcw＝db·(hc-hiuc)＝[hc1hc2…hcj…hcn]^t

将求出的指令角动量施加给飞轮组合b的各飞轮。

所述的步骤s4中进一步包含：将指令角动量转换为飞轮转速ωb施加给各飞轮：

由于飞轮的角动量和转速有确定的关系，也可将指令角动量转换为飞轮转速ωb施加给各飞轮：

ωb＝[hc1/j1hc2/j2…hcj/jj…hcn/jn]^t

其中：j1，j2，…，jj，…，jn为飞轮组合b的各飞轮转动惯量。

本发明与现有技术相比，具有以下优点：

不同飞轮组合切换期间卫星姿态无抖动，保证卫星连续稳定工作。

附图说明

图1飞轮组合a参与控制的系统框图；

图2飞轮组合a切换到组合b的系统框图；

图3为本发明一种速率模式飞轮姿态控制系统飞轮组合平稳切换方法的流程图。

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。

如图2、3所示，一种速率模式飞轮姿态控制系统飞轮组合平稳切换方法，其特征在于，包含：

s1，根据飞轮组合切换时刻待退出飞轮wi的指令角动量或实际角动量规划卸载函数；

s2，从切换时刻起将规划的卸载函数作为角动量指令施加给退出飞轮wi，将所述飞轮wi的角动量卸载到零；

s3，对飞轮施加卸载角动量的同时，将卸载角动量前馈到控制器计算新的控制指令角动量；

s4，新的控制量通过飞轮组合b的分配矩阵计算出各飞轮的指令角动量并施加给飞轮组合b中各飞轮。

所述的步骤s1具体为：

设飞轮组合切换时刻要退出控制的飞轮wi的角动量规划一卸载函数，该卸载函数为线性函数：

式中，为飞轮wi的实际角动量，也可使用飞轮wi的指令角动量代替，该tx的大小影响卸载时间长短，此值小则卸载力矩大。卸载时间不宜过小，在保证除卸载力矩外还要有足够的控制能力，tx的取值使得卸载力矩占飞轮最大力矩的30％左右为宜。

所述的步骤s2具体为：

从切换时刻起将规划的卸载函数hiu作为角动量指令施加给退出飞轮wi，将飞轮的角动量卸载到零；

对于速率飞轮姿态控制系统或力矩飞轮通过星载计算机采样飞轮转速而闭环的系统，利用飞轮的角动量与转速的关系，将卸载角动量表示为角速度函数ωiu＝hiu/ji，ji为飞轮wi的转动惯量，将飞轮转速ωiu施加给飞轮，直至飞轮转速卸载为零。

所述的步骤s3具体为：

根据待退出飞轮wi的安装方向，将卸载角动量hiu分解到卫星本体系的三个轴上为[hiucxhiucyhiucz]^t，自飞轮组合切换开始，将此卸载角动量前馈到控制器，即在控制器解算出的控制角动量hc＝[hcxhcyhcz]^t后，再减去卸载函数hiuc＝[hiucxhiucyhiucz]^t，将hc-hiuc作为控制量。

所述的步骤s4具体为：

将新的控制量通过飞轮组合b的分配矩阵计算出各飞轮的指令角动量自飞轮组合切换开始，将hc-hiu作为新控制量，通过飞轮组合b的分配矩阵db解算出各飞轮的角动量：

hcw＝db·(hc-hiuc)＝[hc1hc2…hcj…hcn]^t

将求出的指令角动量施加给飞轮组合b的各飞轮。

所述的步骤s4中进一步包含：将指令角动量转换为飞轮转速ωb施加给各飞轮：

由于飞轮的角动量和转速有确定的关系，也可将指令角动量转换为飞轮转速ωb施加给各飞轮：

ωb＝[hc1/j1hc2/j2…hcj/jj…hcn/jn]^t

其中：j1，j2，…，jj，…，jn为飞轮组合b的各飞轮转动惯量。

综上所述，本发明一种速率模式飞轮姿态控制系统飞轮组合平稳切换方法，使得卫星在飞轮组合切换时不出现姿态抖动而实现平稳切换，从而保证卫星平台在飞轮组合切换期间仍能连续稳定工作。

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。