一种遥感卫星成像期间飞轮转速优化方法与流程

1.本发明涉及航空航天领域，航天器姿态控制技术领域，是一种遥感卫星成像期间飞轮转速优化方法。


背景技术：

2.为对卫星成像期间的飞轮转速进行优化，避免因飞轮转速过低而影响成像质量。遥感卫星在成像任务期间，要求卫星具有较高的姿态稳定性，以反作用飞轮为主要控制执行机构的卫星，当飞轮转速过零时，由于摩擦力矩忽然反向，导致卫星姿态产生剧烈抖动，从而影响成像质量，因此，使卫星在成像时避免飞轮处于低转速区间具有重大意义。
3.根据角动量守恒原理，卫星的三轴飞轮转速在对日定向三轴稳定模式下基本不变，在对地三轴稳定模式下随卫星纬度、太阳与轨道面夹角变化而变化。每个轨道周期内，星体x轴、z轴飞轮各有两次过零的时刻是无法避免的，且纬度每隔90
°
就会有过零现象，y轴飞轮转速较为稳定，故有可能长期处于低转速区间。本专利提出了一种角动量管理方法，通过对常规模式下的飞轮转速进行优化，使卫星在对地成像任务时的转速在期望转速附近，有效避免了因飞轮转速过低引起的成像质量下降。
4.在最优控制基础上加入了颤震信号对摩擦力进行补偿，有效地抑制了反作用飞轮转速过零时引起的姿态扰动，从而实现了高精度的卫星姿态控制。此方法取决于加入的颤震信号幅值，幅值太小则无法补偿摩擦力的非线性，太大则会使出差产生振荡。
5.针对飞轮转速过零问题，采用调压调速结合反接制动方式，飞轮在过零时呈现出双极性控制方式，达到提高低速特性的目的。此方法在转速过零时，速度的跟踪曲线明显得到改善，但与高转速仍有差距。
6.针对带有大型挠性附件的航天器，考虑实际飞轮的过零摩擦问题,设计的自抗扰控制器可以很好地动态补偿低速摩擦引起的力矩干扰，以及航天器模态振动，外部环境力矩等干扰。此方法能实现飞轮转速在过零时的姿态稳定度达到0.01
°
/s，但远低于遥感卫星成像期间对姿态稳定度的要求。
7.采用dspace实时仿真系统，加入反作用飞轮实物，搭建了基于摩擦补偿观测器的轮控小卫星姿态稳定控制半实物仿真系统，有效改善姿态控制系统控制精度和控制稳定度，进一步验证了观测器设计的正确性和有效性。此方法使星体的姿态角速度最大扰动减少到0.0159
°
/s，仍不满足遥感卫星成像期间对姿态稳定度的要求。


技术实现要素：

8.本发明为针对卫星成像期间飞轮转速过低引起的姿态不稳定问题，在不增加额外飞轮与其它姿控单机的情况下，根据角动量守恒原理，提出了一种飞轮转速优化方法，避免了成像期间飞轮转速过低，本发明提供了一种遥感卫星成像期间飞轮转速优化方法，本发明提供了以下技术方案：
9.一种遥感卫星成像期间飞轮转速优化方法，包括以下步骤：
10.步骤1：建立卫星本体坐标系，包括卫星本体坐标系，轨道坐标系，期望坐标系，对日坐标系，地球惯性坐标系j2000；
11.步骤2：建立成像任务时飞轮期望角动量；
12.步骤3：进行成像期间的飞轮转速优化。
13.优选地，所述步骤1具体为：
14.建立卫星本体坐标系，卫星本体坐标系是指固连于卫星的obxbybzb直角坐标系，坐标原点ob在卫星的质心处， x轴与卫星飞行方向同向， z轴垂直于卫星对接环与运载器过渡段对接面，指向光学相机， y轴按右手法则确定，对地定向无姿态偏差时，与卫星轨道坐标系重合；
15.建立轨道坐标系，轨道坐标系是指obxoyozo直角坐标系，其坐标原点为卫星质心ob， yo轴指向轨道角速度反方向， zo轴指向地球中心， xo轴与 yo、 zo轴成右手直角坐标系，此坐标系为对地定向基准；
16.建立期望坐标系，期望坐标系是指obxcyczc直角坐标系，其坐标原点为卫星质心ob，为轨道坐标系绕 x轴旋转一定角度，是根据成像目标点位置形成的卫星期望对地姿态；
17.建立对日坐标系，为了使太阳帆板对日充电，且在核心区域成像时卫星的机动角度最小，对日坐标系的设计通常是在太阳黄道坐标系基础上，绕星体某轴旋转固定角度；太阳黄道坐标系定义如下： xs轴指向太阳， zs轴指向黄北极， ys轴符合右手定则；
18.建立地球惯性坐标系j2000，地球惯性坐标系是指oixiyizi直角坐标系，坐标系原点oi为地心，xi轴指向平春分点，zi轴指向平北极， yi轴符合右手定则，为姿态测量基准和轨道测量基准。
19.优选地，所述步骤2具体为：为避免成像时的飞轮转速过低，且考虑机动余量，选择对地飞轮转速作为期望值；令三轴的飞轮期望转速大小均相同，作为期望转速，即i＝1,2,3
…
8。
20.优选地，所述步骤3具体为：根据对地成像任务，计算轨道系至期望姿态的四元数由星敏等姿态测量敏感器测量给出惯性系至卫星本体的四元数
21.由导航接收机实时测量卫星的位置速度信息，通过星上转换为轨道六根数，并计算给出惯性系至轨道系四元数
22.计算得到期望姿态至卫星本体的偏差四元数：
[0023][0024]
根据角动量守恒原理，卫星常规模式下的飞轮期望角动量：
[0025][0026]
对地成像任务时飞轮期望角动量的选择方法：判断8个常规模式下的飞轮期望角动量i＝1,2,3
…
8与当前飞轮角动量矢量位置关系，找到与当前飞轮角动量矢量夹角θ
i
最小的飞轮期望角动量作为当前时刻的飞轮期望角动量，有效提高了角动量管理的效
率；
[0027][0028]
θ＝min|θ
i
|
[0029]
飞轮的角动量管理通过三轴磁力矩器实现，即利用磁力矩器与磁场产生控制力矩消除飞轮角动量偏差，控制律设计为
[0030][0031]
其中，k
t
为控制增益；
[0032]
所需磁矩的为：
[0033][0034]
其中，b为磁场强度。
[0035]
本发明具有以下有益效果：
[0036]
卫星非任务期间处于常规模式，利用磁力矩器对该模式下的飞轮角动量进行管理，能够使卫星在任意时刻转为对地成像姿态时，三轴飞轮的转速在期望转速附近，避免了因飞轮转速过低引起的姿态剧烈抖动。本发明适用于有空间环境干扰的情况，且不要求常规模式下的卫星姿态恒为惯性空间稳定。
附图说明
[0037]
图1为卫星常规模式姿态示意图；
[0038]
图2为对地成像任务期间三轴飞轮期望转速图；
[0039]
图3为成像期间飞轮转速优化流程图；
[0040]
图4为阳照区与地影区标识图；
[0041]
图5为空间环境干扰角动量；
[0042]
图6为常规姿态与对地成像姿态下的飞轮转速图。
具体实施方式
[0043]
以下结合具体实施例，对本发明进行了详细说明。
[0044]
具体实施例一：
[0045]
根据图1至图6所示，本发明为解决上述技术问题采取的具体优化技术方案是：一种遥感卫星成像期间飞轮转速优化方法，包括以下步骤：
[0046]
步骤1：建立卫星本体坐标系，包括卫星本体坐标系，轨道坐标系，期望坐标系，对日坐标系，地球惯性坐标系j2000；
[0047]
所述步骤1具体为：
[0048]
建立卫星本体坐标系，卫星本体坐标系是指固连于卫星的obxbybzb直角坐标系，坐标原点ob在卫星的质心处， x轴与卫星飞行方向同向， z轴垂直于卫星对接环与运载器过渡段对接面，指向光学相机， y轴按右手法则确定，对地定向无姿态偏差时，与卫星轨道
坐标系重合；
[0049]
建立轨道坐标系，轨道坐标系是指obxoyozo直角坐标系，其坐标原点为卫星质心ob， yo轴指向轨道角速度反方向， zo轴指向地球中心， xo轴与 yo、 zo轴成右手直角坐标系，此坐标系为对地定向基准；
[0050]
建立期望坐标系，期望坐标系是指obxcyczc直角坐标系，其坐标原点为卫星质心ob，为轨道坐标系绕 x轴旋转一定角度，是根据成像目标点位置形成的卫星期望对地姿态；
[0051]
建立对日坐标系，为了使太阳帆板对日充电，且在核心区域成像时卫星的机动角度最小，对日坐标系的设计通常是在太阳黄道坐标系基础上，绕星体某轴旋转固定角度；太阳黄道坐标系定义如下： xs轴指向太阳， zs轴指向黄北极， ys轴符合右手定则；
[0052]
建立地球惯性坐标系j2000，地球惯性坐标系是指oixiyizi直角坐标系，坐标系原点oi为地心，xi轴指向平春分点，zi轴指向平北极， yi轴符合右手定则，为姿态测量基准和轨道测量基准。
[0053]
遥感卫星在非成像任务期间有两种姿态：阳照区对日三轴稳定，地影区对地三轴稳定，如图1所示。因此，阳照区的成像任务，卫星从对日三轴稳定姿态至对地期望姿态；夜间成像任务，卫星从对地三轴稳定姿态转至对地期望姿态。
[0054]
若不考虑空间环境干扰，整星角动量守恒，定义如下：
[0055][0056]
对日三轴稳定姿态下，星体角动量飞轮角动量常规对地三轴稳定或进行对地成像任务姿态下，整星角动量的三轴分量随时间变化，星体角动量飞轮角动量
[0057]
飞轮转速k为常值；
[0058]
卫星相对质心的转动惯量i
b
；
[0059]
轨道角速度大小ω
o
；
[0060]
星体侧摆角φ；
[0061]
常规对地三轴稳定姿态下，星体惯性系下角速度对应星体角动量
[0062]
成像任务期间考虑有侧摆时，星体惯性系下角速度对应星体角动量
[0063]
步骤2：建立成像任务时飞轮期望角动量；
[0064]
所述步骤2具体为：为避免成像时的飞轮转速过低，且考虑机动余量，选择对地飞轮转速作为期望值；令三轴的飞轮期望转速大小均相同，作为期望转速，即i＝1,2,3
…
8。三轴飞轮转速大小均为1000rpm时的所有期望转速如表1和图2所示。
[0065]
表1：成像时的飞轮期望转速(rpm)
[0066]
转速12345678x轴1000
‑
100010001000
‑
1000
‑
10001000
‑
1000y轴10001000
‑
10001000
‑
10001000
‑
1000
‑
1000z轴100010001000
‑
10001000
‑
1000
‑
1000
‑
1000
[0067]
步骤3：进行成像期间的飞轮转速优化。
[0068]
所述步骤3具体为：根据对地成像任务，计算轨道系至期望姿态的四元数由星敏等姿态测量敏感器测量给出惯性系至卫星本体的四元数
[0069]
由导航接收机实时测量卫星的位置速度信息，通过星上转换为轨道六根数，并计算给出惯性系至轨道系四元数
[0070]
计算得到期望姿态至卫星本体的偏差四元数：
[0071][0072]
根据角动量守恒原理，卫星常规模式下的飞轮期望角动量：
[0073][0074]
对地成像任务时飞轮期望角动量的选择方法：判断8个常规模式下的飞轮期望角动量i＝1,2,3
…
8与当前飞轮角动量矢量位置关系，找到与当前飞轮角动量矢量夹角θ
i
最小的飞轮期望角动量作为当前时刻的飞轮期望角动量，有效提高了角动量管理的效率；
[0075][0076]
θ＝min|θ
i
|
[0077]
飞轮的角动量管理通过三轴磁力矩器实现，即利用磁力矩器与磁场产生控制力矩消除飞轮角动量偏差，控制律设计为
[0078][0079]
其中，k
t
为控制增益；
[0080]
所需磁矩的为：
[0081][0082]
其中，b为磁场强度。
[0083]
卫星参数如表2所示，初始惯性系下四元数为[0.7989
ꢀ‑
0.0475 0.5994
ꢀ‑
0.0155]，初始角速度与飞轮转速均为0，考虑空间环境干扰，两个轨道周期下的仿真结果如图4
‑
6所示。阳照区时间段为0s—1332s、3463s—7130s、9184s—12000s，地影区时间段为1332s—3463s、7130s—9184s，飞轮转速出现跳变即为姿态在对日与对地之间的转换，空间环境干扰力矩所积累的角动量x轴最大为0.25nms。从仿真结果可以看出：对地期望转速为
[1000，
‑
1000，
‑
1000]rpm，卫星常规模式下的飞轮转速在3000rpm以内成周期性变化。根据太阳同步轨道的特点可知，卫星对地三轴稳定姿态下的y轴飞轮转速较为稳定，因此y轴飞轮转速最接近期望转速。常规姿态下的飞轮转速按该方案控制，能够保证任意时刻卫星姿态转为对地成像时的三轴飞轮转速大小均大于100rpm。
[0084]
表2：卫星基本参数
[0085][0086]
以上所述仅是一种遥感卫星成像期间飞轮转速优化方法的优选实施方式，一种遥感卫星成像期间飞轮转速优化方法的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于该思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应当指出，对于本领域的技术人员来说，在不脱离本发明原理前提下的若干改进和变化，这些改进和变化也应视为本发明的保护范围。