基于CMG的高精度轨控姿态维持方法、系统及介质与流程

本发明属于航天器姿态控制技术领域，具体涉及基于cmg的高精度轨控姿态维持方法、系统及介质。

背景技术：

卫星轨控期间的姿态控制精度对轨道控制精度有直接影响，对业务连续性要求较高的卫星希望轨控期间也维持正常工作的姿态控制精度，诸如此类均对高精度轨控姿态控制提出了要求，传统的喷气相平面控制无法实现。由于cmg能够提供较大的控制力矩，轨控期间采用cmg姿态控制可以提高轨控精度，因此设计在轨控发动机工作期间使用cmg进行姿态维持的方案，以期实现高精度姿态控制，同时也可节省用于姿态控制的燃料消耗。但与卫星正常运行工况相比，轨控期间存在较大的干扰力矩，主要由于轨控发动机安装位置及喷管角度存在偏差及整星质心在轨变化导致的推力偏心所致。使用一般的姿态控制方法时轨控期间姿态波动较大，无法保证高精度姿控需求。

技术实现要素：

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出了基于cmg的高精度轨控姿态维持方法、系统及介质，对轨控发动机工作的每个控制周期，首先根据本周期角速度采集信息和上周期控制信号进行干扰力矩新息计算，然后对干扰力矩估计进行滤波修正，并先后计算星体陀螺力矩、基于姿态角和角速度采集信息的反馈控制力矩，与干扰力矩估计组合计算cmg指令力矩，然后根据cmg构型实时解算伪逆操纵律将指令力矩转化为框架角速度机动指令。采用该方法很好地解决了高精度轨控姿态维持的问题。

本发明的技术解决方案是：基于cmg的高精度轨控姿态维持方法，包括如下步骤：

对轨控发动机工作的每个控制周期，首先根据本周期角速度采集信息和上周期控制信号进行干扰力矩新息计算，然后对干扰力矩估计进行滤波修正；

计算星体陀螺力矩、基于姿态角和角速度采集信息的反馈控制力矩，与干扰力矩估计组合计算cmg指令力矩；

根据cmg构型实时解算伪逆操纵律将指令，将力矩转化为框架角速度机动指令；

根据所述框架角速度机动指令完成对应控制周期内的轨控姿态维持。

进一步地，所述进行干扰力矩新息计算的方法为：

首先按进行状态量x的一步递推；其中，x为6*1维的数组，初值为全零数组，其前3维记为ωx，后3维记为tdist，ix,iy,iz分别为卫星沿本体坐标系x轴、y轴和z轴的转动惯量，ω0为卫星平均轨道角速度的绝对值，δt为控制周期；tc为上周期计算的控制力矩值，为3*1维的数组，初值为全零数组；

然后根据本周期角速度采集信息计算干扰力矩新息ωnov：

ωnov＝ωmeasure-ωx，

其中，ωmeasure为本周期定姿计算给出的本体坐标系三轴姿态角速度，ωx为状态量x的前3维数组，ωmeasure和ωx均为3*1维的数组。

进一步地，所述对干扰力矩估计进行滤波修正的方法为：按x＝x+kdistωnov进行干扰力矩滤波修正计算；其中，kdist为滤波修正系数矩阵，为6*3维的数组，并记tdist为状态量x的后3维数组，tdist为3*1维的数组。

进一步地，所述计算cmg指令力矩的方法为：

按tg＝ωmeasure×hsat计算星体陀螺力矩tg；其中hsat为包含控制力矩陀螺在内的整星角动量，×表示叉乘计算；

按tfb＝-kpφ-kdδω-kiφint计算反馈控制力矩tfb；其中φ为本周期定姿计算给出的本体坐标系三轴姿态角，为本周期卫星轨道角速度矢量在本体坐标系三轴分量表示，φint＝φint+φδt为三轴姿态角积分，φ、δω和φint均为3*1维的数组；kp,kd,ki为反馈控制系数，均为3*3维的数组；

按tcmg＝tg+tfb-tdist计算cmg指令力矩tcmg；

按tc＝tfb-tdist计算控制力矩tc，用于下周期的干扰力矩计算。

进一步地，所述伪逆操纵律为鲁棒伪逆操纵律。

进一步地，所述实时解算伪逆操纵律的方法为：

按c(δ)＝acosδ-bsinδ计算控制力矩陀螺系的力矩矩阵c(δ)；其中δ＝[δ1,...,δn]^t为各cmg的框架角测量值，n为cmg个数；和分别为各cmg框架角位于90度和0度时各cmg转子角动量的方向矢量；

按计算各cmg的框架角速度指令；其中h为单个cmg的标称转子角动量，λ为伪逆权系数。

基于cmg的高精度轨控姿态维持系统，包括：

第一模块，对轨控发动机工作的每个控制周期，首先根据本周期角速度采集信息和上周期控制信号进行干扰力矩新息计算，然后对干扰力矩估计进行滤波修正；

第二模块，计算星体陀螺力矩、基于姿态角和角速度采集信息的反馈控制力矩，与干扰力矩估计组合计算cmg指令力矩；

第三模块，根据cmg构型实时解算伪逆操纵律将指令，将力矩转化为框架角速度机动指令。

进一步地，所述进行干扰力矩新息计算，具体的方法为：

首先按进行状态量x的一步递推；其中，x为6*1维的数组，初值为全零数组，其前3维记为ωx，后3维记为tdist，ix,iy,iz分别为卫星沿本体坐标系x轴、y轴和z轴的转动惯量，ω0为卫星平均轨道角速度的绝对值，δt为控制周期；tc为上周期计算的控制力矩值，为3*1维的数组，初值为全零数组；

然后根据本周期角速度采集信息计算干扰力矩新息ωnov：

ωnov＝ωmeasure-ωx，

其中，ωmeasure为本周期定姿计算给出的本体坐标系三轴姿态角速度，ωx为状态量x的前3维数组，ωmeasure和ωx均为3*1维的数组；

所述对干扰力矩估计进行滤波修正，具体的方法为：按x＝x+kdistωnov进行干扰力矩滤波修正计算；其中，kdist为滤波修正系数矩阵，为6*3维的数组，并记tdist为状态量x的后3维数组，tdist为3*1维的数组。

进一步地，所述计算cmg指令力矩，具体的方法为：

按tg＝ωmeasure×hsat计算星体陀螺力矩tg；其中hsat为包含cmg在内的整星角动量，×表示叉乘计算；

按tfb＝-kpφ-kdδω-kiφint计算反馈控制力矩tfb；其中φ为本周期定姿计算给出的本体坐标系三轴姿态角，为本周期卫星轨道角速度矢量在本体坐标系三轴分量表示，φint＝φint+φδt为三轴姿态角积分，φ、δω和φint均为3*1维的数组；kp,kd,ki为反馈控制系数，均为3*3维的数组；

按tcmg＝tg+tfb-tdist计算cmg指令力矩tcmg；

按tc＝tfb-tdist计算控制力矩tc，用于下周期的干扰力矩计算；

所述实时解算伪逆操纵律，具体的方法为：

按c(δ)＝acosδ-bsinδ计算cmg系的力矩矩阵c(δ)；其中δ＝[δ1,...,δn]^t为各控制力矩陀螺的框架角测量值，n为控制力矩陀螺的个数；和分别为各控制力矩陀螺框架角位于90度和0度时各cmg转子角动量的方向矢量；

按计算各控制力矩陀螺的框架角速度指令；其中h为单个控制力矩陀螺的标称转子角动量，λ为伪逆权系数。

一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时，实现所述基于cmg的高精度轨控姿态维持方法的步骤。

本发明相对于现有技术的优点在于：

(1)本发明是一种新颖的针对卫星高精度轨控姿态维持问题的解决方法、系统及介质，很好地解决了高精度轨道控制对高精度姿态控制的需求及业务连续性要求较高的卫星对轨控期间也维持正常工作的姿态控制精度需求的问题；

(2)本发明将干扰力矩滤波估计、前馈补偿与反馈控制、伪逆操纵律等多种策略有机结合起来，巧妙设计了一种基于cmg的高精度轨控姿态维持方法，很好地解决了高精度轨控姿态维持的问题。

附图说明

图1为本发明的基于cmg的高精度轨控姿态维持方法流程图；

图2为本发明实施例中太阳矢量在卫星轨道坐标系的分量曲线；

图3为本发明实施例中帆板法线与太阳夹角(实线)和散热面法线与地心夹角(虚线)曲线。

图4为本发明卫星三轴干扰力矩估计值曲线；

图5为本发明卫星三轴姿态角曲线；

图6为本发明卫星三轴姿态角速度曲线。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明进行进一步说明。

本发明提出基于cmg(控制力矩陀螺)的高精度轨控姿态维持方法，如图1所示，本发明方法包括具体实施流程如下：

(1)对轨控发动机工作的每个控制周期，首先根据本周期角速度采集信息和上周期控制信号进行干扰力矩新息计算，然后对干扰力矩估计进行滤波修正。具体为：

(2)计算星体陀螺力矩、基于姿态角和角速度采集信息的反馈控制力矩，与干扰力矩估计组合计算cmg指令力矩。具体为：

首先按如下公式进行状态量x的一步递推，这里x是6*1维的数组，初值可取为全零数组，其前3维记为ωx，后3维记为tdist：

其中ix,iy,iz分别为卫星沿本体坐标系x轴、y轴和z轴的转动惯量，ω0为卫星平均轨道角速度的绝对值，δt为控制周期，tc为上周期计算的控制力矩值，为3*1维的数组，初值可取为全零数组。

根据本周期角速度采集信息按如下公式计算干扰力矩新息ωnov：

ωnov＝ωmeasure-ωx，

其中ωmeasure为本周期定姿计算给出的本体坐标系三轴姿态角速度，ωx为状态量x的前3维数组，均为3*1维的数组。

按如下公式进行干扰力矩滤波修正计算：

x＝x+kdistωnov，

其中kdist为滤波修正系数矩阵，为6*3维的数组，并记tdist为状态量x的后3维数组，为3*1维的数组。

按如下公式计算星体陀螺力矩tg：

tg＝ωmeasure×hsat，其中hsat为包含cmg在内的整星角动量，×表示叉乘计算；

按如下公式计算反馈控制力矩tfb：

tfb＝-kpφ-kdδω-kiφint，

其中φ为本周期定姿计算给出的本体坐标系三轴姿态角，为本周期卫星轨道角速度矢量在本体坐标系三轴分量表示，φint＝φint+φδt为三轴姿态角积分，均为3*1维的数组，kp,kd,ki为反馈控制系数，均为3*3维的数组；

按如下公式计算cmg指令力矩tcmg：

tcmg＝tg+tfb-tdist，

按如下公式计算控制力矩tc，用于下周期的干扰力矩计算：

tc＝tfb-tdist

(3)根据cmg构型实时解算伪逆操纵律将指令力矩转化为框架角速度机动指令。具体为：

按如下公式计算cmg系的力矩矩阵c(δ)：

c(δ)＝acosδ-bsinδ，

其中δ＝[δ1,...,δn]^t为各cmg的框架角测量值，n为cmg个数；

其中和分别为各cmg框架角位于90度和0度时各cmg转子角动量的方向矢量；

以鲁棒伪逆操纵律为例，按如下公式计算各cmg的框架角速度指令：

其中h为单个cmg的标称转子角动量，λ为伪逆权系数。

下面结合实施例对本发明方法进行详细说明。

实施例1：某轨道高度500km太阳同步轨道卫星，卫星于星时200s～300s及星时500s～600s分别进行轨控发动机喷气工作，轨控期间的干扰力矩为y轴干扰力矩0.1nm，z轴0.1nm。卫星各项参数如表1所示。

表1

按照本发明的基于cmg的高精度轨控姿态维持方法，轨控全过程的仿真结果如图2～图4所示。其中图2是卫星三轴姿态角曲线，图3是卫星三轴姿态角速度曲线，图4是卫星三轴干扰力矩估计值曲线。如图2～图4所示卫星仅在星时200秒初次轨控开始干扰力矩估计时姿态角和姿态角速度有0.02度和0.01度每秒的扰动，约10秒后干扰力矩估计稳定后姿态角和姿态角速度均实现0.001度以内和0.001度每秒以内的高精度控制，控制精度与非轨控正常对地阶段相当；星时500～600秒第二次轨控全过程中姿态角和姿态角速度均实现0.001度以内和0.001度每秒以内的高精度控制，控制精度与非轨控正常对地阶段相当。图5和图6是用于对比的未使用本发明的基于cmg的高精度轨控姿态维持方法的轨控全过程的仿真结果，其中图5是卫星三轴姿态角曲线，图6是卫星三轴姿态角速度曲线。如图5～图6所示每次轨控过程中y轴和z轴姿态角均存在0.03～0.04度的姿态偏差，姿态角速度均存在0.01度每秒的扰动，轨控姿态控制精度远低于图2使用本发明方法的结果。对比表明按照本发明的基于cmg的高精度轨控姿态维持方法，实现了轨控姿态的高精度维持控制。

可见，本发明将干扰力矩滤波估计、前馈补偿与反馈控制、伪逆操纵律等多种策略有机结合起来，很好地解决了高精度轨道控制对高精度姿态控制的需求及业务连续性要求较高的卫星对轨控期间也维持正常工作的姿态控制精度需求的问题。

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。