本發(fā)明涉及一種電推位保過程中的衛(wèi)星高精度高穩(wěn)度姿態(tài)控制方法。

背景技術(shù)：

運行于地球同步軌道的衛(wèi)星，當(dāng)衛(wèi)星軌道傾角和偏心率快要超出控制范圍時，需要執(zhí)行軌道位置保持操作。對于化學(xué)推進，通常每周或每兩周點火1次，由于化學(xué)推進的推力較大，有時會引發(fā)較大的衛(wèi)星姿態(tài)擾動，導(dǎo)致位保器件部分高精度載荷無法工作；對于電推進，可以每天自主進行傾角和軌道偏心率控制，每次的控制幅度很小，一般為幾十mN的量級，產(chǎn)生的姿態(tài)干擾小的多，有助于保持很高的軌道和姿態(tài)控制精度，這對于高精度控制任務(wù)，尤其是攜帶大型撓性天線衛(wèi)星或是激光通信衛(wèi)星的姿態(tài)高精度控制使非常有利的。

同時，由于地球同步軌道衛(wèi)星只能依靠推力器來對執(zhí)行機構(gòu)的角動量進行卸載，因此在衛(wèi)星動量管理過程中，相對化學(xué)推進而言，使用電推進進行角動量卸載產(chǎn)生的瞬時激勵更小，不易激起撓性附件的柔性振動，在衛(wèi)星姿態(tài)控制中具有更突出的優(yōu)點。

此外，電推進由于比沖更高，使用電推進的最大優(yōu)點是可大幅減少推進劑攜帶量，在攜帶同等重量有效載荷的情況下可使發(fā)射重量減輕約一半，從而可實現(xiàn)一箭雙星發(fā)射，有效降低研制和發(fā)射成本，顯著提升衛(wèi)星平臺的市場競爭力。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于提供一種電推位保過程中的衛(wèi)星高精度高穩(wěn)度姿態(tài)控制方法，使衛(wèi)星在進行軌道位保過程中，對連續(xù)多拍飛輪轉(zhuǎn)速數(shù)據(jù)進行高階差分，從而辨識出電推對姿態(tài)產(chǎn)生的干擾力矩,并以此開展質(zhì)心在軌辨識，同時借助電推矢量控制裝置實施干擾力矩抑制和角動量管理，實現(xiàn)衛(wèi)星位保期間的姿態(tài)高精度高穩(wěn)定度控制。

為了達到上述目的，本發(fā)明通過以下技術(shù)方案實現(xiàn)：

一種電推位保過程中的衛(wèi)星高精度高穩(wěn)度姿態(tài)控制方法，其特征是，包含以下步驟：

S1、衛(wèi)星控制系統(tǒng)參數(shù)切換為高帶寬控制參數(shù)；

S2、衛(wèi)星控制系統(tǒng)采集連續(xù)多個控制周期的飛輪轉(zhuǎn)速，通過對飛輪轉(zhuǎn)速進行高階差分計算衛(wèi)星受到的姿態(tài)干擾力矩，若干擾力矩小于設(shè)定的干擾力矩上閾值，判定矢量電推已轉(zhuǎn)到指定角度附近，執(zhí)行步驟S5，若干擾力矩大于設(shè)定的干擾力矩上閾值，執(zhí)行步驟S3；

S3、根據(jù)干擾力矩，計算衛(wèi)星質(zhì)心偏移量；

S4、根據(jù)衛(wèi)星質(zhì)心偏移量計算電推力矩平衡時矢量電推應(yīng)轉(zhuǎn)角度，采用開環(huán)控制方法驅(qū)動電推轉(zhuǎn)到該指定方向，返回執(zhí)行步驟S2以確認矢量電推是否轉(zhuǎn)動到位；

S5、將干擾力矩或飛輪角動量作為反饋量接入系統(tǒng)進行閉環(huán)控制，通過控制算法調(diào)節(jié)轉(zhuǎn)角將反饋量控到0附近，以完成高精度干擾力矩抑制。

上述的電推位保過程中的衛(wèi)星高精度高穩(wěn)度姿態(tài)控制方法，其中，所述的步驟S5具體包含：

S51、將干擾力矩作為反饋量接入系統(tǒng)進行閉環(huán)控制，通過控制算法調(diào)節(jié)轉(zhuǎn)角將干擾力矩控到0附近；

S52、判斷干擾力矩是否小于設(shè)定的干擾力矩下閾值，若是，則執(zhí)行步驟S53進一步根據(jù)飛輪角動量判定是否對其進行卸載，若不是，則返回執(zhí)行步驟S51；

S53、判斷飛輪角動量是否高于設(shè)定的飛輪角動量上閾值，若是，則需要卸載，執(zhí)行步驟S54，若不是，則已實現(xiàn)衛(wèi)星位保期間的姿態(tài)高精度高穩(wěn)定度控制；

S54、將飛輪角動量代替干擾力矩作為反饋量接入閉環(huán)控制，采用控制算法將其控到0附近，實現(xiàn)飛輪角動量卸載；

S55、繼續(xù)判斷飛輪角動量是否低于設(shè)定的飛輪角動量下閾值，若是，則認為卸載完成，系統(tǒng)返回執(zhí)行步驟S51重新切換到干擾力矩反饋控制，若不是，則認為角動量卸載未完成，系統(tǒng)返回執(zhí)行步驟S54繼續(xù)完成飛輪角動量卸載。

上述的電推位保過程中的衛(wèi)星高精度高穩(wěn)度姿態(tài)控制方法，其中，所述的步驟S2中還包含：

控制系統(tǒng)將采集的多拍飛輪轉(zhuǎn)速數(shù)據(jù)進行高階差分，以消除飛輪轉(zhuǎn)速測量誤差因素的影響。

上述的電推位保過程中的衛(wèi)星高精度高穩(wěn)度姿態(tài)控制方法，其中，所述的步驟S3具體包含：

根據(jù)步驟S2辨識出的干擾力矩，結(jié)合衛(wèi)星的自身幾何參數(shù)，在力矩平衡狀態(tài)下計算質(zhì)心實際位置相對理論位置的偏移量。

上述的電推位保過程中的衛(wèi)星高精度高穩(wěn)度姿態(tài)控制方法，其中，所述的步驟S2中還包含：

衛(wèi)星控制系統(tǒng)采集連續(xù)多個控制周期的飛輪轉(zhuǎn)速數(shù)據(jù)后，判斷該些飛輪轉(zhuǎn)速數(shù)據(jù)的有效性，若有效，再計算飛輪角加速度信息，進而得到衛(wèi)星受到的姿態(tài)干擾力矩，若無效，則重新采集連續(xù)多個控制周期的飛輪轉(zhuǎn)速。

本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比具有以下優(yōu)點：實現(xiàn)衛(wèi)星軌道位保期間對衛(wèi)星開展質(zhì)心位置辨識，抑制干擾力矩，實施角動量管理，使得衛(wèi)星在位保過程中實現(xiàn)高精度高穩(wěn)定度姿態(tài)控制，確保高精度有效載荷的正常工作的有利條件。

附圖說明

圖1為本發(fā)明的控制方法流程圖；

圖2為本發(fā)明中電推在衛(wèi)星上的安裝構(gòu)型及坐標(biāo)系定義示意圖；

圖3為本發(fā)明中電推引起干擾力矩示意圖；

圖4為本發(fā)明中電推角度變化時相關(guān)量的幾何關(guān)系圖。

具體實施方式

以下結(jié)合附圖，通過詳細說明一個較佳的具體實施例，對本發(fā)明做進一步闡述。

以南北位保期間滾動軸姿態(tài)控制為例，如圖2所示，為本實施例中電推在衛(wèi)星1上的安裝及坐標(biāo)系定義示意圖，不失一般性，假設(shè)兩臺電推2相對衛(wèi)星理論質(zhì)心4對稱安裝，兩臺電推2中，其中一臺固定安裝，另外一臺通過電推矢量控制機構(gòu)3可以在所示平面內(nèi)進行有限角度的一維轉(zhuǎn)動，從而改變其推力方向，最大轉(zhuǎn)動角度為α_max。衛(wèi)星本體坐標(biāo)系按照右手準則建立，其中X軸方向垂直紙面平面向里，通過圖示安裝的矢量電推可以實現(xiàn)Z軸方向質(zhì)心偏移量的辨識，電推平行于Y軸時為角度0位，沿X軸正向轉(zhuǎn)動角度為+，反之為-。

如圖1、2所示，本發(fā)明提出一種電推位保過程中的衛(wèi)星高精度高穩(wěn)度姿態(tài)控制方法，其包含以下步驟：

S1、衛(wèi)星啟動電推進行位保時，衛(wèi)星控制系統(tǒng)控制算法參數(shù)從穩(wěn)態(tài)切換為高帶寬控制參數(shù)，以保證衛(wèi)星在位保過程中的高帶寬姿態(tài)控制；

S2、衛(wèi)星控制系統(tǒng)采集連續(xù)多個控制周期的滾動軸飛輪轉(zhuǎn)速ω(k-n)、…、ω(k)，并對這些多拍飛輪轉(zhuǎn)速數(shù)據(jù)進行高階差分以消除飛輪轉(zhuǎn)速測量誤差因素的影響，得到高精度飛輪角加速度并以此計算衛(wèi)星受到的姿態(tài)干擾力矩T_i，若干擾力矩T_i小于設(shè)定的干擾力矩上閾值T_G，判定矢量電推已轉(zhuǎn)到指定角度附近，執(zhí)行步驟S5，若干擾力矩T_i大于設(shè)定的干擾力矩上閾值T_G，執(zhí)行步驟S3；

S3、由于衛(wèi)星在位保過程中保持姿態(tài)穩(wěn)定，高軌衛(wèi)星位保期間所受干擾力矩基本是由電推引起，根據(jù)步驟S2計算得到的干擾力矩T_i，結(jié)合衛(wèi)星的自身幾何參數(shù)，在力矩平衡狀態(tài)下計算質(zhì)心實際位置5相對理論位置4的偏移量Δl；

S4、根據(jù)衛(wèi)星質(zhì)心偏移量Δl計算電推力矩平衡時矢量電推應(yīng)轉(zhuǎn)角度，采用開環(huán)控制方法驅(qū)動電推轉(zhuǎn)到該指定方向，返回執(zhí)行步驟S2以確認矢量電推方向是否已經(jīng)轉(zhuǎn)動到位，值得注意的是，本實施例中，系統(tǒng)由辨識出的質(zhì)心偏移量計算兩臺電推力矩平衡時矢量電推應(yīng)該轉(zhuǎn)動的角度，并采用開環(huán)控制驅(qū)動電推轉(zhuǎn)到指定方向，且在采用開環(huán)控制方法驅(qū)動電推轉(zhuǎn)到該指定方向的過程中，推力方向變化角度受工程限制而存在限幅，電推矢量控制機構(gòu)3響應(yīng)時間要求不超過系統(tǒng)指周期，且擁有一定的角度控制分辨率，以保證姿態(tài)控制精度，角度限幅大小、驅(qū)動機構(gòu)帶寬及角度分辨率等指標(biāo)需根據(jù)具體控制任務(wù)來設(shè)計；

S5、將干擾力矩T_i或飛輪角動量H作為反饋量接入系統(tǒng)進行閉環(huán)控制，通過PID等控制算法調(diào)節(jié)轉(zhuǎn)角將反饋量控到0附近，以完成高精度干擾力矩抑制。

其中，所述的步驟S5具體包含：

S51、將干擾力矩T_i作為反饋量接入系統(tǒng)進行閉環(huán)控制，通過PID等控制算法調(diào)節(jié)轉(zhuǎn)角將干擾力矩T_i控到0附近；

S52、判斷干擾力矩T_i是否小于設(shè)定的干擾力矩下閾值T_g，若是，則執(zhí)行步驟S53進一步根據(jù)飛輪角動量H判定是否對其進行卸載，若不是，則返回執(zhí)行步驟S51；

S53、判斷飛輪角動量H是否高于設(shè)定的飛輪角動量上閾值H_G，若是，則需要卸載，執(zhí)行步驟S54，若不是，則衛(wèi)星高精度高穩(wěn)定度姿態(tài)控制目標(biāo)實現(xiàn)；

S54、將飛輪角動量H代替干擾力矩T_i作為反饋量接入閉環(huán)控制，采用PID等控制算法將其控到0附近，實現(xiàn)飛輪角動量卸載；

S55、繼續(xù)判斷飛輪角動量H是否低于設(shè)定的飛輪角動量下閾值H_g，若是，則認為卸載完成，系統(tǒng)返回執(zhí)行步驟S51重新切換到干擾力矩反饋控制，若不是，則認為角動量卸載未完成，系統(tǒng)返回執(zhí)行步驟S54繼續(xù)完成飛輪角動量卸載。

其中，所述的步驟S2中還包含：

衛(wèi)星控制系統(tǒng)采集連續(xù)多個控制周期的飛輪轉(zhuǎn)速數(shù)據(jù)后，判斷該些飛輪轉(zhuǎn)速數(shù)據(jù)的有效性，若有效，再計算飛輪角加速度信息，進而得到衛(wèi)星受到的姿態(tài)干擾力矩T_i，若無效，則重新采集連續(xù)多個控制周期的飛輪轉(zhuǎn)速。

以下結(jié)合附圖說明本實施例中步驟S2和步驟S5的具體實現(xiàn)過程，如圖3所示為電推工作引起干擾力矩示意圖，以衛(wèi)星1在Z軸上質(zhì)心偏移+Δl為例，衛(wèi)星啟動軌道位保后，兩臺電推2同時啟動，由于質(zhì)心偏差產(chǎn)生的滾動軸X方向姿態(tài)干擾力矩為：

T_r＝F·(L+Δl)-F·(L-Δl)＝2F·Δl (1)

式中，T_r為通過幾何關(guān)系計算得到的由質(zhì)心偏差引起的干擾力矩，F(xiàn)為單個電推的推力大小，L為地面理論計算得到的質(zhì)心與電推安裝點之間的距離在衛(wèi)星Z軸方向的分量；

在干擾力矩T_r的持續(xù)作用下，X軸方向飛輪角動量開始積累，連續(xù)記錄多個控制周期X軸飛輪的轉(zhuǎn)速，以10拍為例，采集的飛輪轉(zhuǎn)速分別為ω(k-9)、ω(k-8)、……、ω(k-1)、ω(k)，對這10拍數(shù)據(jù)進行高階差分，來估算當(dāng)前拍飛輪角加速度，計算中間量：

其中，Δt為系統(tǒng)控制周期；

將上述中間量求均值來估計當(dāng)前拍飛輪角加速度，根據(jù)需要可以各項進行加權(quán)，如將上述各項分別加權(quán)4、2、2、1、1，則飛輪角加速度估計值為

計算衛(wèi)星實際受到的干擾力矩因此可以得到，為

其中，J為飛輪轉(zhuǎn)動慣量；

衛(wèi)星對辨識出的干擾力矩進行判定，若大于設(shè)定的干擾力矩上閾值T_G，則進行如下質(zhì)心偏差量辨識過程，干擾力矩上閾值T_G根據(jù)實際衛(wèi)星控制指標(biāo)設(shè)定。

電推位保期間，衛(wèi)星所受干擾力矩基本上是由電推作用產(chǎn)生，因此可以認為T_r＝T_i，于是滿足：

從而得到質(zhì)心偏差量為：

如圖4所示，為電推轉(zhuǎn)動角度+α后的幾何關(guān)系圖，衛(wèi)星可以通過轉(zhuǎn)動矢量電推的方向來平衡兩臺電推產(chǎn)生的干擾力矩，也就是要實現(xiàn)兩臺電推的力臂平衡，L’為兩臺電推的力矩平衡時電推力的力臂，根據(jù)幾何關(guān)系，需要滿足：

(L+Δl)cosα-Dsinα＝L-Δl (11)

求解即可得到力矩平衡狀態(tài)的角度，即：

其中，L和D分別為地面理論計算得到的質(zhì)心與電推安裝點之間的距離在衛(wèi)星Z軸和Y軸方向的分量。計算得到角度α后，通過電推矢量控制機構(gòu)實施開環(huán)控制，驅(qū)動電推轉(zhuǎn)到期望角度，實際的角度控制指令為：

其中，α_c為電推矢量角度指令，α_max為矢量推進機構(gòu)能轉(zhuǎn)動的最大角度。

若辨識出干擾力矩T_i<T_G，則表明外部干擾力矩已經(jīng)較小，為了更加精確的消除擾動，將干擾力矩T_i引出作為反饋項接入控制系統(tǒng)進行閉環(huán)控制，采用諸如PID等控制算法，將T_i項繼續(xù)向0控。

通過閉環(huán)控制控到T_i<T_g(T_g<T_G)后，認為電推干擾力矩已經(jīng)得到有效抑制，此時若飛輪角動量H>H_G，則需要進行卸載，將飛輪角動量H代替干擾力矩T_i作為反饋接入閉環(huán)，采用PID等控制算法將其控到H<H_g，實現(xiàn)飛輪角動量卸載，并在卸載完成后重新切換到干擾力矩反饋控制。

盡管本發(fā)明的內(nèi)容已經(jīng)通過上述優(yōu)選實施例作了詳細介紹，但應(yīng)當(dāng)認識到上述的描述不應(yīng)被認為是對本發(fā)明的限制。在本領(lǐng)域技術(shù)人員閱讀了上述內(nèi)容后，對于本發(fā)明的多種修改和替代都將是顯而易見的。因此，本發(fā)明的保護范圍應(yīng)由所附的權(quán)利要求來限定。