[发明专利]一种带运动有效载荷卫星的前馈力矩补偿方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种带运动有效载荷卫星的前馈力矩补偿方法，特别适用于高精度高稳定度卫星，属于航天器姿态控制领域。

背景技术

气象卫星等静止轨道遥感卫星往往带有快速运动的有效载荷，例如美国的GOES系列气象卫星、我国的风云四号气象卫星等都带有红外扫描辐射计和大气垂直探测仪。卫星上的运动有效载荷相对卫星平台做快速运动用以满足对地特定区域成像要求。有效载荷的运动会对卫星姿态形成扰动。此扰动影响卫星控制精度和稳定度，进而影响运动部件指向精度和指向稳定度，使卫星完成任务质量差。当运动有效载荷的运动频率与帆板挠性频率接近时，可激励帆板共振。因此，在进行这类卫星的姿态控制系统设计时，必须考虑对运动有效载荷运动引起的卫星姿态变化进行处理，以满足运动有效载荷指向精度和指向稳定度、满足卫星平台的控制精度和稳定度。

针对运动部件的干扰，可以采用的方法包括有效载荷运动补偿、前馈力矩补偿等。其中基于有效载荷运动补偿包括基于模型的有效载荷运动补偿、基于测量的有效载荷运动补偿。运动补偿方法通过有效载荷运动来补偿卫星平台的指向误差。该方法可以提高运动部件的指向精度，但不能提高卫星平台的控制精度和稳定度。

现有的前馈力矩补偿方法根据有效载荷运动规律，直接计算补偿力矩，没有考虑：

(1)有效载荷与补偿执行机构的控制周期不同；

(2)有效载荷与补偿执行机构的动态性能不同；

(3)有效载荷理论运动规律与实际运动规律不一致。

如果不考虑上述三方面影响，前馈力矩补偿效果较差，甚至可能导致补偿成为干扰。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是：考虑有效载荷与补偿执行机构的控制周期不同、动态性能不同，同时考虑有效载荷理论运动规律与实际运动规律不一致，提供一种前馈力矩补偿方法，能够实现带运动有效载荷复杂卫星的高精度高稳定度控制。

本发明包括如下技术方案：

一种带运动有效载荷卫星的前馈力矩补偿方法，步骤如下：

(1)根据有效载荷的运动模式,并考虑卫星控制周期影响,计算该运动模式下加速和减速过程所对应的等效补偿力矩

(2)根据有效载荷和补偿机构动态特性，以及因有效载荷控制周期与前馈补偿周期不同所产生的时延，计算前馈补偿控制相对于有效载荷运动的超前时间t_lead；

超前时间t_lead的计算公式为tlead=arctan(τfcω)-arctan(τyω)ω+tcy,]]>其中，τ_y为有效载荷的机电时间常数，τ_fc为补偿机构的机电时间常数，ω为有效载荷运动角频率，t_cy为因有效载荷控制周期与前馈补偿周期不同所产生的时延；

(3)根据地面注入的所述运动模式下的运动参数数据，计算有效载荷加速和减速过程的理论起始时刻；所述运动参数数据包括起始时间、运动起始角度和运动目标角度；然后令校正时间差ΔT=0；

(4)判断是否接收到带时标的标定信号，记为（Flg，T₀），当有效载荷运动到特定位置时产生所述带时标的标定信号；

如果接收到标定信号，则判断|ΔT+T_Com-T₀|<SynTimeLimit是否成立，SynTimeLimit为时差阈值，T_Com为有效载荷运动到该特定位置的理论时刻；如果|ΔT+T_Com-T₀|<SynTimeLimit，令ΔT=T₀-T_Com，转入步骤（5）；否则，令ΔT保持不变，然后转入步骤（5）；