[发明专利]一种利用正交安装飞轮控制避免过零的方法

权利要求书

1.一种利用正交安装飞轮控制避免过零的方法，其特征在于，该方法应用于一卫星姿轨控分系统中，所述的卫星姿轨控分系统配置有多个反作用飞轮，分别为X向的H_X1和H_X2、Y向的H_Y以及Z向的H_Z，所述的利用正交安装飞轮控制避免过零的方法具体包含：

根据当前卫星信息，分别计算X方向飞轮，Y方向飞轮以及Z方向飞轮分别需要产生的指令转速ω_cx(k)、ω_cy(k)、ω_cz(k)；

将一对称偏置Δω_x分配到X方向的H_X1和H_X2两个飞轮上，使飞轮H_X1与飞轮H_X2的转速均不过零；

对Y向飞轮H_Y的角动量卸载一偏置H_y0使Y向飞轮H_Y转速不过零；

对Z向飞轮H_Z的角动量卸载一偏置H_z0使Z向飞轮H_Z转速不过零，该偏置H_z0根据外干扰力矩在卫星本体三轴坐标系下X方向的常值分量T_ω0x确定。

2.如权利要求1所述的利用正交安装飞轮控制避免过零的方法，其特征在于：

所述的将对称偏置Δω_x分配到H_X1和H_X2两个飞轮上的转速计算方式为：

H_X1的转速ω_cx1(k)＝ω_cx(k)/2+Δω_x；

H_X2的转速ω_cx2(k)＝ω_cx(k)/2-Δω_x。

3.如权利要求1所述的利用正交安装飞轮控制避免过零的方法，其特征在于：

Y向飞轮H_Y的角动量卸载的偏置值H_y0的计算方式为：

H_y0＝Δω_y*π/30/J_wy

式中，J_wy为Y向飞轮H_Y的的转动惯量，Δω_y为飞轮H_Y的的偏置转速。

4.如权利要求1所述的利用正交安装飞轮控制避免过零的方法，其特征在于：

根据外干扰力矩在卫星本体三轴坐标系下X方向的常值分量T_ω0x确定的Z向飞轮H_Z的角动量卸载的偏置值H_z0的计算公式为：

H_z0＝T_ω0x/ω₀

式中，ω₀为卫星的轨道角速度，T_ω0x为外干扰力矩在卫星本体三轴坐标系下X方向的常值分量。

5.如权利要求1所述的利用正交安装飞轮控制避免过零的方法，其特征在于：

所述卫星姿轨控分系统采用磁力矩器产生的磁矩与地磁场作用产生外力距，作用在卫星上，实现卸载以及各飞轮的角动量控制。