专利名称：一种用于偏航机动的控制力矩陀螺角动量管理方法
技术领域：
本发明涉及一种用于偏航机动的控制力矩陀螺角动量管理方法，实现了偏航机动期间的角动量随动管理，主要在倾斜轨道(非太阳同步轨道)的航天器上使用。
背景技术：
在外干扰力矩(一般为空间环境力矩)的作用下，控制力矩陀螺系统角动量将不断积累，当系统角动量积累达到其饱和容量时，控制力矩陀螺系统不能产生期望的输出力矩，失去姿态控制能力，因此必须对控制力矩陀螺系统进行角动量管理。一般采用喷气卸载、磁力矩器卸载等来减小角动量的积累。喷气卸载虽然简单有效，但其中工作燃料的消耗及对航天器带来的污染却是不可忽视的，而且航天器上携带的推进剂也十分有限，因此应 尽量避免采用喷气卸载。磁力矩器卸载是一种较为经济的卸载方式，是航天器卸载的一种常用方式。传统的角动量管理方法是，将动量轮(或控制力矩陀螺)系统的角动量卸载至零附近，即实现角动量的完全卸载。将动量轮(或控制力矩陀螺)系统的角动量大小作为磁卸载的输入，进行角动量卸载。在卫星三轴对地稳定运行期间，该方法能够有效进行角动量的卸载。在偏航机动期间，由于偏航姿态动态变化，即卫星姿态处于动态运行过程中，采用控制力矩陀螺进行姿态控制时，即使没有外界的干扰力矩，控制力矩陀螺系统的角动量也会随之波动。如果仍需将系统的角动量卸载至零附近，必须具备两点(I)选择超大容量的磁力矩器，提供必要的磁力距；(2)频繁进行磁卸载。由于卫星姿态处于动态变化过程中，星体偏航角速度变化较快，即星体角动量变化较快，采用控制力矩陀螺进行姿态控制时，星体角速度的变化全由控制力矩陀螺实现，对应的系统角动量积累速度很快，而磁场强度大小是一定的，因此只有大幅增加磁力矩器的磁距容量才能实现卸载，对于大型航天器而言，正常对地模式就需要较大容量的磁力矩器，偏航机动模式将大幅增加磁力矩器的磁距容量，这将大大增加磁力矩器的重量和功耗，增加超大型磁力矩器的研制难度。另一方面，由于控制力矩陀螺系统的角动量动态变化，以此为卸载目标，则磁力矩器始终工作，消耗大量电能，缩短磁力矩器的工作寿命。由于星体角速度在一个轨道周期内周期变化，前后半个轨道周期角速度反向变化。若采用传统的角动量管理办法，则在前后半个轨道周期内，磁卸载朝相反的方向对控制力矩陀螺系统角动量进行卸载，在没有外界干扰力矩的情况下白白消耗大量电能。在存在外界干扰力矩的情况下，由于并不以干扰力矩积累的角动量作为卸载目标，而是以星体角速度变化和外界干扰力矩作用的合成结果作为卸载对象，因此可能起到相反的作用，加上磁卸载存在滞后效应，将导致某些时段系统角动量峰值过大，超出控制力矩系统角动量容量范围，从而转喷气控制，靠喷气卸载才能完成系统角动量的卸载，消耗推进剂。根据以上分析，在偏航机动期间，采用以往的角动量管理技术，既占用卫星资源(增加磁力矩器的重量、功耗)，又达不到角动量管理目的，可能存在角动量饱和情况，消耗推进剂。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是克服现有技术的不足，提供了一种用于偏航机动的控制力矩陀螺角动量管理方法，实现了偏航机动期间控制力矩陀螺系统角动量的卸载，大大提高磁卸载的效率，有效卸载外干扰力矩积累的角动量，最大程度避免偏航机动期间控制力矩陀螺系统角动量饱和。本发明的技术方案是一种用于偏航机动的控制力矩陀螺角动量管理方法，步骤如下计算控制力矩陀螺系统角动量；计算星体标称角动量；·根据所述控制力矩陀螺系统角动量和星体标称角动量计算磁卸载目标角动量,根据所述磁卸载目标角动量进行磁卸载。所述控制力矩陀螺系统角动量计算公式如下Hcmg = h0(Asin σ +Bcos σ )Ε其中Hang为控制力矩陀螺系统角动量，Iitl为控制力矩陀螺转子标称角动量，Α、Β为控制力矩陀螺的安装矩阵；σ为控制力矩陀螺框架角，sino、COSo为框架角正、余弦对角阵E为单位矢量。所述的星体标称角动量计算公式如下Hsat = I ω bi = I (Cbo ω oi+ ω J其中Hsat为星体标称角动量，I为星体转动惯量，ωΗ为本体系相对惯性空间的角速度，Cb。为本体系相对于轨道系的方向余弦矩阵，Qtji为轨道系相对惯性系的角速度，Qbo为本体系相对于轨道系的角速度。所述的磁卸载目标角动量计算公式如下ΔΗ = Hcmg+Hsat其中，Δ H为磁卸载目标角动量,Hcmg为控制力矩陀螺系统角动量,Hsat为星体标称角动量。磁卸载所需的磁距计算公式如下
f k λM---j (BxAH)；
UjffI JM为磁卸载所需的磁距，B为地磁场强度，k为磁卸载增益系数。本发明的原理在偏航机动期间，保留星体标称姿态角速度变化需要的控制力矩陀螺系统标称角动量，当有外干扰时，控制力矩陀螺系统的角动量将偏尚上述标称角动量，磁卸载才开始工作，对外干扰力矩积累的角动量进行卸载，即磁卸载仅对外干扰积累的角动量进行卸载。以外干扰力矩积累的角动量作为最终的卸载目标，有效提高磁卸载效率，达到角动量管理目的。本发明与现有技术相比的有益效果是(I)本发明大幅提高偏航机动期间磁力矩器的卸载效率，减小磁卸载的频率和强度，有效减小控制力矩陀螺系统的角动量峰值，避免角动量饱和，节省推进剂。
(2)本发明减小了磁力矩器的磁距容量需求，进而减小磁力矩器的重量和功耗，减小了大容量磁力矩器的研制难度，节约了卫星重量及功耗资源，降低了卫星的研制成本。(3)本发明算法简单，可实现性强，具有继承性好、可移植性好的特点，本发明算法尤其适用于大型航天器的偏航机动角动量管理。
图I为本发明方法流程图；
图2为偏航机动角速度及对应的标称角动量，图2a为标称偏航角速度随时间变化的曲线，图2b为标称偏航角动量随时间变化的曲线。
具体实施例方式下面结合附图对本发明的具体实施方式
进行进一步的详细描述。目前国内卫星或飞船上的太阳帆板驱动机构多为单轴，太阳帆板只能绕一个轴转动，对于倾斜轨道(非太阳同步轨道)的卫星，采用卫星偏航机动的方式解决帆板跟踪太阳问题。记太阳矢量(由卫星指向太阳方位的单位矢量)与轨道面夹角为βη，不管帆板如何转动，三轴对地定向姿态下太阳帆板平面法线与太阳矢量的最小夹角为βη。当βη大于一定角度后，能源供应不足，通过星体机动合适的偏航角度Ψρ再驱动太阳帆板到合适方位，可实现太阳帆板平面法线完全对准太阳。由于太阳方位相对星体动态变化，所需的偏航机动角度也随之变化，星体处于连续偏航机动状态。在偏航机动模式下，角动量管理的目标是将整星(含控制力矩陀螺系统)的角动量卸载至零附近。如图I所示，在偏航机动模式下，本发明所述控制力矩陀螺的角动量管理方法如下I、根据测量的控制力矩陀螺框架角计算控制力矩陀螺系统角动量计算公式如下Hcmg = h0(Asin σ +Bcos σ )Ε其中Hang为控制力矩陀螺系统角动量，h0为控制力矩陀螺转子标称角动量。σ为控制力矩陀螺框架角，由测量得到，sino，COSo为框架角正、余弦对角阵(η为控制力矩陀螺总数)
权利要求
1.一种用于偏航机动的控制力矩陀螺角动量管理方法，其特征在于步骤如下 计算控制力矩陀螺系统角动量； 计算星体标称角动量； 根据所述控制力矩陀螺系统角动量和星体标称角动量计算磁卸载目标角动量，根据所述磁卸载目标角动量进行磁卸载。
2.根据权利要求I所述的一种用于偏航机动的控制力矩陀螺角动量管理方法，其特征在于所述控制力矩陀螺系统角动量计算公式如下 Hcmg = h0 (Asin σ +Bcos σ ) E 其中Hcmg为控制力矩陀螺系统角动量，Iitl为控制力矩陀螺转子标称角动量，A、B为控制力矩陀螺的安装矩阵；σ为控制力矩陀螺框架角，sino、cos σ为框架角正、余弦对角阵E为单位矢量。
3.根据权利要求I所述的一种用于偏航机动的控制力矩陀螺角动量管理方法，其特征在于所述的星体标称角动量计算公式如下
4.根据权利要求I所述的一种用于偏航机动的控制力矩陀螺角动量管理方法，其特征在于所述的磁卸载目标角动量计算公式如下δη = Hcmg+Hsat 其中，ΔΗ为磁卸载目标角动量,Hcmg为控制力矩陀螺系统角动量,Hsat为星体标称角动量。
5.根据权利要求4所述的一种用于偏航机动的控制力矩陀螺角动量管理方法，其特征在于磁卸载所需的磁距计算公式如下
全文摘要
本发明公开了一种用于偏航机动的控制力矩陀螺角动量管理方法，当星体处于偏航机动模式时，控制力矩陀螺系统角动量管理的目标是使控制力矩陀螺系统角动量跟随星体标称角动量的变化，使整星处于零动量状态。本发明针对偏航机动特点，根据控制力矩陀螺系统角动量和星体标称角动量计算磁卸载目标角动量，根据所述磁卸载目标角动量进行磁卸载。在偏航机动期间应用本方法，提高了磁卸载的效率，减小磁卸载的频率和强度，有效减小控制力矩陀螺系统的角动量峰值，避免角动量饱和，节省推进剂。
文档编号G01C21/20GK102880183SQ20121038852
公开日2013年1月16日 申请日期2012年10月15日 优先权日2012年10月15日
发明者张志方, 张锦江, 董文强, 何英姿 申请人:北京控制工程研究所
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