用磁力矩器替代故障飞轮的卫星姿控方法、系统和设备与流程

1.本发明涉及卫星姿控技术领域，尤其涉及一种用磁力矩器替代故障飞轮的卫星姿控方法、系统和设备。


背景技术：

2.对于卫星如小卫星和微纳卫星等而言，飞轮是其姿态控制系统中的重要执行部件。为保证其可靠性并满足长寿命使用要求，目前姿控系统大都采用冗余备份的方式，即采用四个甚至更多的飞轮，当某一飞轮出现故障时，由冗余的飞轮顶替，从而实现与原系统类似的控制效果，而且为保证较为理想的飞轮构型和控制效果，也必须采用多个不同安装方向的备份飞轮才能实现任意轴都有备份作用，以满足姿态控制的需要。
3.但“采用配置更多飞轮的方式来备份故障飞轮”的传统方法，增加了卫星的整星控制系统的重量，也增加了整星的研制成本。


技术实现要素：

4.本发明所要解决的技术问题是针对现有技术的不足，提供了一种用磁力矩器替代故障飞轮的卫星姿控方法、系统和设备。
5.本发明的一种用磁力矩器替代故障飞轮的卫星姿控方法的技术方案如下：
6.基于卫星的所有飞轮所对应的安装矩阵，计算每个非故障飞轮的目标输出力矩；
7.根据所述故障飞轮的期望力矩，计算卫星的每个磁力矩器的目标输出磁矩，所述卫星的本体坐标系中的三个坐标轴上分别设有一个磁力矩器；
8.控制每个非故障飞轮输出相应的目标输出力矩，并控制每个磁力矩器输出相应的目标输出磁矩，以对所述卫星的姿态进行控制。
9.本发明的一种用磁力矩器替代故障飞轮的卫星姿控方法的有益效果如下：
10.当卫星上任意一个飞轮发生故障时，采用卫星上已有的三正交方式安装设置的磁力矩器，完成该故障飞轮的控制功能，避免配置多个冗余飞轮，极大降低了卫星的研制成本，且降低了卫星的重量。
11.在上述方案的基础上，本发明的一种用磁力矩器替代故障飞轮的卫星姿控方法还可以做如下改进。
12.进一步，计算每个非故障飞轮的目标输出力矩的过程，包括：
13.从所述安装矩阵中，删除所述故障飞轮所关联的元素，得到修正后的安装矩阵；
14.根据修正后的安装矩阵和每个非故障飞轮的期望力矩，计算每个非故障飞轮的目标输出力矩。
15.进一步，还包括：
16.根据所述安装矩阵和每个非故障飞轮的期望力矩，得到所述故障飞轮的期望力矩。
17.进一步，所述根据所述故障飞轮的期望力矩，计算卫星的每个磁力矩器的目标输
出磁矩，包括：
18.根据第一公式计算故障飞轮对应的每个磁力矩器的目标输出磁矩，所述第一公式为：其中，表示卫星所在轨道位置的地磁强度矢量在所述卫星的本体坐标系中的测量值，表示所述故障飞轮的期望力矩，表示所述地磁强度矢量的模，mt包括3个元素，分别对应所述卫星的本体坐标系中的每个坐标轴上的磁力矩器的目标输出磁矩。
19.本发明的一种用磁力矩器替代故障飞轮的卫星姿控系统的技术方案如下：
20.所述第一计算模块用于：基于卫星的所有飞轮所对应的安装矩阵，计算每个非故障飞轮的目标输出力矩；
21.所述第二计算模块用于：根据所述故障飞轮的期望力矩，计算卫星的每个磁力矩器的目标输出磁矩，所述卫星的本体坐标系中的三个坐标轴上分别设有一个磁力矩器；
22.所述控制模块用于：控制每个非故障飞轮输出相应的目标输出力矩，并控制每个磁力矩器输出相应的目标输出磁矩，以对所述卫星的姿态进行控制。
23.本发明的一种用磁力矩器替代故障飞轮的卫星姿控系统的有益效果如下：
24.当卫星上任意一个飞轮发生故障时，采用卫星上已有的三正交方式安装设置的磁力矩器，完成该故障飞轮的控制功能，避免配置多个冗余飞轮，极大降低了卫星的研制成本，且降低了卫星的重量。
25.在上述方案的基础上，本发明的一种用磁力矩器替代故障飞轮的卫星姿控系统还可以做如下改进。
26.进一步，所述所述第一计算模块具体用于：
27.从所述安装矩阵中，删除所述故障飞轮所关联的元素，得到修正后的安装矩阵；
28.根据修正后的安装矩阵和每个非故障飞轮的期望力矩，计算每个非故障飞轮的目标输出力矩。
29.进一步，还包括第三计算模块，所述第三计算模块用于：
30.根据所述安装矩阵和每个非故障飞轮的期望力矩，得到所述故障飞轮的期望力矩。
31.进一步，所述第二计算模块具体用于：
32.根据第一公式计算故障飞轮对应的每个磁力矩器的目标输出磁矩，所述第一公式为：其中，表示卫星所在轨道位置的地磁强度矢量在所述卫星的本体坐标系中的测量值，表示所述故障飞轮的期望力矩，表示所述地磁强度矢量的模，mt包括3个元素，分别对应所述卫星的本体坐标系中的每个坐标轴上的磁力矩器的目标输出磁矩。
33.本发明的一种存储介质，所述存储介质中存储有指令，当计算机读取所述指令时，使所述计算机执行上述任一项所述的一种用磁力矩器替代故障飞轮的卫星姿控方法。
34.本发明的一种设备，包括处理器和上述的存储介质，所述处理器执行所述存储介
质中的指令。
附图说明
35.图1为本发明实施例的一种用磁力矩器替代故障飞轮的卫星姿控方法的流程示意图；
36.图2为本发明实施例的一种用磁力矩器替代故障飞轮的卫星姿控系统的结构示意图。
具体实施方式
37.如图1所示，本发明实施例的一种用磁力矩器替代故障飞轮的卫星姿控方法，包括如下步骤：
38.s1、基于卫星的所有飞轮所对应的安装矩阵，计算每个非故障飞轮的目标输出力矩；
39.以卫星上设有3个飞轮为例进行说明：
40.所有飞轮所对应的安装矩阵mn为：其中，a
11
表示第一个飞轮的输出轴与卫星的本体坐标系的x轴之间的夹角的余弦值，a
12
表示第一个飞轮的输出轴与卫星的本体坐标系的y轴之间的夹角的余弦值，a
13
表示第一个飞轮的输出轴与卫星的本体坐标系的z轴之间的夹角的余弦值，a
21
表示第二个飞轮的输出轴与卫星的本体坐标系的x轴之间的夹角的余弦值，a
22
表示第二个飞轮的输出轴与卫星的本体坐标系的y轴之间的夹角的余弦值，a
23
表示第二个飞轮的输出轴与卫星的本体坐标系的z轴之间的夹角的余弦值，a
31
表示第三个飞轮的输出轴与卫星的本体坐标系的x轴之间的夹角的余弦值，a
32
表示第三个飞轮的输出轴与卫星的本体坐标系的y轴之间的夹角的余弦值，a
33
表示第三个飞轮的输出轴与卫星的本体坐标系的z轴之间的夹角的余弦值。
41.其中，卫星的本体坐标系指：以卫星的质心为原点，以卫星的三个惯量主轴作为x轴、y轴和z轴，建立卫星的本体坐标系。
42.s2、根据故障飞轮的期望力矩，计算卫星的每个磁力矩器的目标输出磁矩，卫星的本体坐标系中的三个坐标轴上分别设有一个磁力矩器，三个磁力矩器为卫星已安装好的。
43.s3、控制每个非故障飞轮输出相应的目标输出力矩，并控制每个磁力矩器输出相应的目标输出磁矩，以对卫星的姿态进行控制。
44.当卫星上任意一个飞轮发生故障时，采用卫星上已有的三正交方式安装设置的磁力矩器，完成该故障飞轮的控制功能，避免配置多个冗余飞轮，极大降低了卫星的研制成本，且降低了卫星的重量。
45.可选地，在上述技术方案中，s1中，计算每个非故障飞轮的目标输出力矩的过程，包括：
46.s10、从安装矩阵中，删除故障飞轮所关联的元素，得到修正后的安装矩阵，具体地：
47.1)例如，第一个飞轮作为故障飞轮，第二个飞轮和第三个飞轮均作为非故障飞轮，
安装矩阵中，第一个飞轮所关联的元素为第一个飞轮的输出轴与卫星的本体坐标系的x轴之间的夹角的余弦值a
11
所在行的所有元素以及所在列的所有元素，a
11
所在行的所有元素包括：a
21
和a
31
，a
11
所在列的所有元素包括：a
12
和a
13
，得到修正后的安装矩阵为
48.2)例如，第二个飞轮作为故障飞轮，第一个飞轮和第三个飞轮均作为非故障飞轮，安装矩阵中，第二个飞轮所关联的元素为第二个飞轮的输出轴与卫星的本体坐标系的x轴之间的夹角的余弦值a
22
所在行的所有元素以及所在列的所有元素，a
22
所在行的所有元素包括：a
12
和a
32
，a
11
所在列的所有元素包括：a
21
和a
23
，得到修正后的安装矩阵为
49.3)例如，第三个飞轮作为故障飞轮，第一个飞轮和第二个飞轮均作为非故障飞轮，安装矩阵中，第三个飞轮所关联的元素为第三个飞轮的输出轴与卫星的本体坐标系的x轴之间的夹角的余弦值a
33
所在行的所有元素以及所在列的所有元素，a
33
所在行的所有元素包括：a
13
和a
23
，a
33
所在列的所有元素包括：a
31
和a
32
，得到修正后的安装矩阵为
50.s11、根据修正后的安装矩阵和每个非故障飞轮的期望力矩，计算每个非故障飞轮的目标输出力矩。具体地：
51.1)例如，第一个飞轮作为故障飞轮，第二个飞轮和第三个飞轮均作为非故障飞轮，所得到的修正后的安装矩阵为例进行说明，具体地：
52.①
第二个飞轮的期望力矩和第三个飞轮的期望力矩的计算过程为：其中，e1是第一个飞轮为故障飞轮时，所对应的系数矩阵，(tm2)
′
表示第二个飞轮的期望力矩，(tm3)
′
表示第三个飞轮的期望力矩，tcx表示卫星的本体坐标系的x轴所需要的控制力矩，tcy表示卫星的本体坐标系的y轴所需要的控制力矩，tcz表示卫星的本体坐标系的z轴所需要的控制力矩，tcx、tcy和tcz为人为预先设置；
53.②
第二个飞轮的目标输出力矩和第三个飞轮的目标输出力矩的计算过程为：(twm2)
′
表示第二个飞轮的目标输出力矩，(twm3)
′
表示第三个飞轮的目标输出力矩；
54.2)例如，第二个飞轮作为故障飞轮，第一个飞轮和第三个飞轮均作为非故障飞轮，所得到的修正后的安装矩阵为例进行说明，具体地：
55.①
第二个飞轮的期望力矩和第三个飞轮的期望力矩的计算过程为：
其中，e2是第二个飞轮为故障飞轮时，所对应的系数矩阵，(tm1)
″
表示第一个飞轮的期望力矩，(tm3)
″
表示第三个飞轮的期望力矩，tcx表示卫星的本体坐标系的x轴所需要的控制力矩，tcy表示卫星的本体坐标系的y轴所需要的控制力矩，tcz表示卫星的本体坐标系的z轴所需要的控制力矩，tcx、tcy和tcz为人为预先设置；
56.②
第二个飞轮的目标输出力矩和第三个飞轮的目标输出力矩的计算过程为：(twm1)
″
表示第一个飞轮的目标输出力矩，(twm3)
′
表示第三个飞轮的目标输出力矩；
57.3)例如，第三个飞轮作为故障飞轮，第一个飞轮和第二个飞轮均作为非故障飞轮，所得到的修正后的安装矩阵为例进行说明，具体地：
58.①
第一个飞轮的期望力矩和第二个飞轮的期望力矩的计算过程为：
59.其中，e3是第三个飞轮为故障飞轮时，所对应的系数矩阵，(tm1)
″′
表示第一个飞轮的期望力矩，(tm2)
″′
表示第二个飞轮的期望力矩，tcx表示卫星的本体坐标系的x轴所需要的控制力矩，tcy表示卫星的本体坐标系的y轴所需要的控制力矩，tcz表示卫星的本体坐标系的z轴所需要的控制力矩，tcx、tcy和tcz为人为预先设置；
60.②
第一个飞轮的目标输出力矩和第二个飞轮的目标输出力矩的计算过程为：(twm1)
″′
表示第一个飞轮的目标输出力矩，(twm2)
″′
表示第二个飞轮的目标输出力矩。
61.可选地，在上述技术方案中，还包括：
62.根据安装矩阵和每个非故障飞轮的期望力矩，得到故障飞轮的期望力矩。具体地：
63.1)例如，当第一个飞轮为故障飞轮时，利用下述公式计算第一个飞轮即故障飞轮的期望力矩
[0064][0065]
2)例如，当第二个飞轮为故障飞轮时，利用下述公式计算第二个飞轮即故障飞轮的期望力矩
[0066][0067]
3)例如，当第三个飞轮为故障飞轮时，利用下述公式计算第三个飞轮即故障飞轮的期望力矩
[0068][0069]
可选地，在上述技术方案中，s2中，根据故障飞轮的期望力矩，计算卫星的每个磁力矩器的目标输出磁矩，包括：
[0070]
s20、根据第一公式计算故障飞轮对应的每个磁力矩器的目标输出磁矩，第一公式为：其中，表示卫星所在轨道位置的地磁强度矢量在卫星的本体坐标系中的测量值，该测量值是一个矢量，由卫星上的星载磁强计提供，表示故障飞轮的期望力矩，表示地磁强度矢量的模，mt包括3个元素，分别对应卫星的本体坐标系中的三个坐标轴上的磁力矩器的目标输出磁矩，具体地：
[0071]
1)例如，当第一个飞轮为故障飞轮时，此时，利用下述公式计算卫星的每个磁力矩器的目标输出磁矩，此时，第一公式变为：由此，计算出mt，mt中的3个元素，分别对应卫星的本体坐标系中的三个坐标轴上的磁力矩器的目标输出磁矩；
[0072]
2)例如，当第二个飞轮为故障飞轮时，此时，利用下述公式计算卫星的每个磁力矩器的目标输出磁矩，此时，第一公式变为：由此，计算出mt，mt中的3个元素，分别对应卫星的本体坐标系中的三个坐标轴上的磁力矩器的目标输出磁矩；
[0073]
3)例如，当第三个飞轮为故障飞轮时，此时，利用下述公式计算卫星的每个磁力矩器的目标输出磁矩，此时，第一公式变为：由此，计算出mt，mt中的3个元素，分别对应卫星的本体坐标系中的三个坐标轴上的磁力矩器的目标输出磁矩。
[0074]
在上述各实施例中，虽然对步骤进行了编号s1、s2等，但只是本技术给出的具体实施例，本领域的技术人员可根据实际情况调整s1、s2等的执行顺序，此也在本发明的保护范围内，可以理解，在一些实施例中，可以包含如上述各实施方式中的部分或全部。
[0075]
如图2所示，本发明实施例的一种用磁力矩器替代故障飞轮的卫星姿控系统200，
包括第一计算模块210、第二计算模块220和控制模块230；
[0076]
第一计算模块210用于：基于卫星的所有飞轮所对应的安装矩阵，计算每个非故障飞轮的目标输出力矩；
[0077]
第二计算模块220用于：根据故障飞轮的期望力矩，计算卫星的每个磁力矩器的目标输出磁矩，卫星的本体坐标系中的三个坐标轴上分别设有一个磁力矩器；
[0078]
控制模块230用于：控制每个非故障飞轮输出相应的目标输出力矩，并控制每个磁力矩器输出相应的目标输出磁矩，以对卫星的姿态进行控制。
[0079]
当卫星上任意一个飞轮发生故障时，采用卫星上已有的三正交方式安装设置的磁力矩器，完成该故障飞轮的控制功能，避免配置多个冗余飞轮，极大降低了卫星的研制成本，且降低了卫星的重量。
[0080]
可选地，在上述技术方案中，第一计算模块210具体用于：
[0081]
从安装矩阵中，删除故障飞轮所关联的元素，得到修正后的安装矩阵；
[0082]
根据修正后的安装矩阵和每个非故障飞轮的期望力矩，计算每个非故障飞轮的目标输出力矩。
[0083]
可选地，在上述技术方案中，还包括第三计算模块，第三计算模块用于：
[0084]
根据安装矩阵和每个非故障飞轮的期望力矩，得到故障飞轮的期望力矩。
[0085]
可选地，在上述技术方案中，第二计算模块220具体用于：
[0086]
根据第一公式计算故障飞轮对应的每个磁力矩器的目标输出磁矩，第一公式为：其中，表示卫星所在轨道位置的地磁强度矢量在卫星的本体坐标系中的测量值，表示故障飞轮的期望力矩，表示地磁强度矢量的模，mt包括3个元素，分别对应卫星的本体坐标系中的每个坐标轴上的磁力矩器的目标输出磁矩。
[0087]
上述关于本发明的一种用磁力矩器替代故障飞轮的卫星姿控系统200中的各参数和各个单元模块实现相应功能的步骤，可参考上文中关于一种用磁力矩器替代故障飞轮的卫星姿控方法的实施例中的各参数和步骤，在此不做赘述。
[0088]
本发明实施例的一种存储介质，存储介质中存储有指令，当计算机读取指令时，使计算机执行上述任一实施例中的的一种用磁力矩器替代故障飞轮的卫星姿控方法。
[0089]
本发明实施例的一种设备，包括处理器和上述的存储介质，处理器执行存储介质中的指令。设备为电子设备，具体可以选用电脑、手机等。
[0090]
所属技术领域的技术人员知道，本发明可以实现为系统、方法或计算机程序产品。
[0091]
因此，本公开可以具体实现为以下形式，即：可以是完全的硬件、也可以是完全的软件(包括固件、驻留软件、微代码等)，还可以是硬件和软件结合的形式，本文一般称为“电路”、“模块”或“系统”。此外，在一些实施例中，本发明还可以实现为在一个或多个计算机可读介质中的计算机程序产品的形式，该计算机可读介质中包含计算机可读的程序代码。
[0092]
可以采用一个或多个计算机可读的介质的任意组合。计算机可读介质可以是计算机可读信号介质或者计算机可读存储介质。计算机可读存储介质例如可以是一一但不限于——电、磁、光、电磁、红外线、或半导体的系统、装置或器件，或者任意以上的组合。计算机可读存储介质的更具体的例子(非穷举的列表)包括:具有一个或多个导线的电连接、便
携式计算机磁盘、硬盘、随机存取存储器(ram),只读存储器(rom)、可擦式可编程只读存储器(eprom或闪存)、光纤、便携式紧凑磁盘只读存储器(cd-rom)、光存储器件、磁存储器件、或者上述的任意合适的组合。在本文件中，计算机可读存储介质可以是任何包含或存储程序的有形介质，该程序可以被指令执行系统、装置或者器件使用或者与其结合使用。
[0093]
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。