一种冗余飞轮组的动态力矩分配与角动量跟踪控制方法与流程

本发明涉及一种冗余飞轮组动态力矩分配与角动量跟踪控制方法，属于卫星姿态机动控制技术领域。

背景技术：

如图1、2所示，为了有效提升卫星侧摆机动的敏捷性，卫星沿滚动轴(x轴)安装了多台大力矩飞轮。为了确保大力矩飞轮力矩输出的平稳性，一般将飞轮角动量偏置在某个设定的中间值，以避开飞轮转速接近零与饱和两种特性复杂的状态。然而，当进行姿态机动时，若不作合理的力矩分配，某些飞轮将过早出现饱和，从而影响机动过程的平稳性。

技术实现要素：

本发明的技术解决问题是：针对现有力矩分配技术的不足，提出一种冗余飞轮组动态力矩分配与角动量跟踪控制方法，通过飞轮驱动电压的动态分配以及角动量反馈跟踪控制，保证了机动力矩的持续、平稳输出，飞轮组的全部角动量能够获得充分的利用。

本发明的技术解决方案是：一种冗余飞轮组的动态力矩分配与角动量跟踪控制方法，包括如下步骤：

(1.1)根据冗余飞轮组的偏置角动量，计算飞轮组的角动量储备；

(1.2)确定飞轮极限角动量；

(1.3)确定各飞轮的极限角动量后，即可求得任意时刻t各飞轮角动量储备δhi(t)及整个飞轮组的角动量储备：

(1.4)计算得到t时刻第i个飞轮的驱动电压ui；

(1.5)对飞轮输出力矩按控制周期δt进行数值积分

(1.6)计算得到角动量保持电压ukeepi：

ukeepi＝-kp(hi-hi0)-ki∫(hi-hi0)dt

其中kp为比例控制系数，ki为积分控制系数；

(1.7)获得飞轮控制电压ui`＝ui ukeepi，发给飞轮进行飞轮的力矩输出与飞轮的角动量跟踪控制。

所述步骤(1.1)的具体过程为：

设冗余飞轮组由n≥2个绕机动轴共轴安装的大力矩飞轮组成，飞轮i具有偏置角动量hi，且h1 h2 … hn＝0。

所述步骤(1.2)的具体过程为：若飞轮在机动过程中允许转速过零，则飞轮的角动量极限能够到达正向或者负向的最大标称角动量hmax，则飞轮极限角动量按机动方向确定：

若飞轮转速不允许过零，则由飞轮的角动量偏置极性及姿态机动方向确定；

正向机动时，当飞轮偏置角动量也为正时，飞轮角动量应往负向输出，其极限角动量为0；反之，若飞轮偏置角动量为负时，则该飞轮极限角动量为负的最大角动量：

反向机动时，飞轮极限角动量为：

所述步骤(1.3)的具体过程为：确定各飞轮的极限角动量后，即可求得任意时刻t各飞轮角动量储备δhi(t)及整个飞轮组的角动量储备：

∑iδhi(t)＝∑i(hlimi-hi(t))

其中，hlimi表示动量轮i的极限角动量，∑iδhi(t)表示动量轮组可输出角动量之和。

所述步骤(1.4)的具体过程为：

根据轨迹规划得到的星体姿态机动前馈补偿力矩t(t)，飞轮电压-力矩转换系数为cut，得到t时刻第i个飞轮的驱动电压ui，即

所述步骤(1.5)的具体过程为：对飞轮输出力矩按控制周期δt进行数值积分

hi0＝hi0 cutuiδt

其中，hi0为飞轮在每个控制周期力矩输出后的期望角动量。

所述步骤(1.6)的具体过程为：根据角动量hi0，结合飞轮转速保持的pi控制算法，计算角动量保持电压ukeepi

ukeepi＝-kp(hi-hi0)-ki∫(hi-hi0)dt

其中kp为比例控制系数，ki为积分控制系数。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)、本发明根据飞轮组的角动量储备以及机动过程中各飞轮实时角动量动态分配飞轮驱动电压，使得冗余飞轮组在所有飞轮都达到饱和前总是工作于不饱和状态；

(2)、本发明保证了机动力矩的持续、平稳输出，飞轮组的全部角动量能够获得充分的利用，有效提高了轮控卫星的侧摆机动能力；

(3)、本发明针对轴承摩擦、风阻以及电机损耗力矩等扰动因素，提出了一种角动量反馈跟踪控制技术，使力矩轮能够工作在速率轮的模式下，克服了角动量漂移问题，确保飞轮在大角度机动过程中准确跟踪期望角动量。

附图说明

图1为基于冗余飞轮组的高稳定度机动控制原理框图；

图2为共轴安装飞轮角动量储备的确定(允许过零)；

图3为基于大力矩飞轮组的高稳定度侧摆机动控制算法流程；

图4为5°、15°、32°姿态机动实测变化曲线。

图5为3个大力矩轮角动量实测变化曲线。

具体实施方式

以下结合附图1-5和具体实施例对本发明进行详细说明。

本发明提出的一种冗余飞轮组的动态力矩分配与角动量跟踪控制方法，该方法包括如下步骤：

(1)、飞轮驱动电压的动态分配，包括如下步骤：

(1.1)、根据冗余飞轮组的偏置角动量，计算飞轮组的角动量储备；

设冗余飞轮组由n≥2个绕机动轴共轴安装的大力矩飞轮组成(绕机动轴等倾角安装的情形具有类似处理方法，仅需进行相应的角动量投影)，飞轮i具有偏置角动量hi，且h1 h2 … hn＝0。

(1.2)、若飞轮在机动过程中允许转速过零，则飞轮的角动量极限能够到达正向或者负向的最大标称角动量hmax，其角动量极限按机动方向确定：

(1.3)、若飞轮转速不允许过零，则由飞轮的角动量偏置极性及姿态机动方向确定。以正向机动为例，当飞轮偏置角动量也为正时，飞轮角动量应往负向输出，其极限角动量为0；反之，若飞轮偏置角动量为负时，则该飞轮极限角动量为负的最大角动量：

同理，反向机动时为：

(1.4)、确定各飞轮的极限角动量后，即可求得任意时刻t各飞轮角动量储备δhi(t)及整个飞轮组的角动量储备：

∑iδhi(t)＝∑i(hlimi-hi(t))

(1.5)、根据轨迹规划得到的星体姿态机动前馈补偿力矩t(t)，飞轮电压-力矩转换系数为cut，则t时刻第i个飞轮的驱动电压ui；

(2)进一步设计了角动量反馈跟踪控制技术，弥补了由于非线性摩擦等各种不确知因素引起的力矩损失总和，使飞轮力矩输出准确跟踪期望值，其特征在于包括如下步骤：

(2.1)对飞轮输出力矩按控制周期δt进行数值积分

hi0＝hi0 cutuiδt

其积分结果hi0为飞轮在每个控制周期力矩输出后的期望角动量。

(2.2)根据角动量hi0，结合飞轮转速保持的pi控制算法，计算角动量保持电压ukeepi：

ukeepi＝-kp(hi-hi0)-ki∫(hi-hi0)dt

(3)最终获得飞轮控制电压如下

ui＝ui ukeepi

实施例

下面以3台平行安装的飞轮为例，对本发明进行具体说明：

(1)根据冗余飞轮组的偏置角动量，计算飞轮组的角动量储备；

设3个25nms的飞轮沿卫星x轴平行安装，其偏置角动量为

h1＝15.0nms

h2＝-7.5nms

h3＝-7.5nms

若允许飞轮转速过零，且整星沿x轴负方向机动，则各动量轮的极限角动量为

hlim1＝25nms

hlim2＝25nms

hlim3＝25nms

则整个飞轮组沿x轴方向的动量轮储备为

δh1 δh2 δh3

＝hlim1-h1 hlim2–h2 hlim3–h3

＝25–15.0 25 7.5 25 7.5＝75nms

设t时刻星体前馈补偿力矩为t＝0.1nm，飞轮电压-力矩转换系数为cut＝0.01v/nm，则t时刻各飞轮驱动电压为

u1＝0.1*(25-15.0)/75/0.01＝1.3333v

u2＝0.1*(25 7.5)/75/0.01＝4.3333v

u3＝0.1*(25 7.5)/75/0.01＝4.3333v

设控制周期δt＝0.125s，对飞轮输出力矩按控制周期进行数值积分，其中设h10＝15.0nms，h20＝-7.5nms，h30＝-7.5nms，则

h10＝15.0 0.01*1.3333*0.125＝15.0017nms

h20＝-7.5 0.01*4.3333*0.125＝-7.4946nms

h30＝-7.5 0.01*4.3333*0.125＝-7.4946nms

即可根据上述预期角动量进行飞轮pi控制，使各动量轮跟踪上述角动量。

根据本发明提出的方法，针对单轴气浮台进行5°、15°、32°姿态机动试验，试验表明，在姿态机动过程中，3个大力矩轮角动量均处于不饱和的工作状态，卫星姿态实现平稳机动，如图4和图5所示。

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。