[发明专利]偏置动量卫星速率阻尼控制方法

说明书

技术领域

本发明涉及航天技术，尤其涉及偏置动量稳定卫星速率阻尼控制方法。

背景技术

现有技术中，针对偏置动量稳定卫星的速率阻尼过程中姿态运动特性的研究非常少。偏 置动量稳定是卫星姿态稳定控制中常用的控制方案。详细分析偏置动量稳定卫星速率阻尼过 程中卫星三轴姿态角变化规律，对于高效完成卫星任务具有很重要的指导意义。然而，目前 的研究成果中，鲜有对偏置动量卫星速率阻尼过程中姿态运动特性的研究，更没有研究过使 卫星具有较好的动态和稳态特性的偏置角动量选取方法。

目前对于卫星速率阻尼控制的研究分析主要集中在基于卫星转动动能变化的研究。大多 数研究方法主要借助于卫星的转动动能函数，通过引入速率阻尼力矩，卫星的转动动能逐渐 减小，这样就达到速率阻尼的目的。几乎没有对阻尼过程卫星三轴姿态详细变化规律开展研 究工作。更没有提出过使卫星具有较好的动态和稳态特性的偏置角动量选取原则。

相关的现有技术如《基于主动磁控制的微小卫星姿态控制》，(张锐谢祥华张静宇航学 报2009年1月第1期)；《磁控微小卫星速率阻尼和姿态捕获研究》，(刘海颖王惠男陈志 明宇航学报2007年3月第2期)；《卫星姿态动力学与控制(1)》，(屠善澄中国宇航出版 社1999.9)；《某型微小卫星姿态控制系统设计仿真研究》，(王振枫，南京航空航天大学硕士 学位论文，2007.1)

现有技术对于卫星速率阻尼控制的研究分析主要集中在基于卫星转动动能变化的研究， 未能揭示偏置动量稳定卫星速率阻尼过程中的姿态运动特性，更没有提出使卫星具有良好动 态和稳态特性的偏置角动量的选取方法为速率阻尼控制方法的设计带来不便。

发明内容

本发明解决的问题是现有技术没有提出使卫星具有良好动态和稳态特性的偏置角动量的 选取方法为速率阻尼控制方法的设计带来不便的问题。

为解决上述问题，本发明提供一种偏置动量卫星速率阻尼控制方法。偏置动量卫星速率阻尼控制方法，针对如所示的卫星姿态动力学，采用进行阻尼控制，其中，k_dx，k_dy，k_dz均为正的增益，分别是滚动、俯仰、偏航角，I_x,I_y,I_z分别是卫星三轴主惯量，ω₀是卫星轨道角速度，h_y是 卫星的偏置角动量，在阻尼作用下，偏置角动量h_y<0。

在进一步方案中，在阻尼作用下，滚动及偏航通道稳定时，偏置角动量的条件是h_y<0。

在进一步方案中，在阻尼作用下，滚动及偏航通道稳定收敛时，偏置角动量的条件是 h_y<0。

在进一步方案中，在阻尼作用下，俯仰角的运动规律满足俯仰角的运动形式由阻尼系数k_dy的变化特性决定。

在进一步方案中，所述偏置角动量

本发明还公开另一种偏置动量卫星速率阻尼控制方法。该方法中，偏置动量卫星采用陀 螺力矩和阻尼力矩进行滚动和偏航姿态控制时，偏置角动量h_y<0。

在进一步方案中，偏置角动量h_y按如下方式选择：其中， T_dampx为阻尼力矩。

与现有技术相比，本发明至少具有以下优点：

本发明采用劳茨稳定判据分析了偏置稳定卫星滚动—偏航轴的姿态稳定性，给出卫星三 轴姿态角的解析解，分析了三轴姿态角的收敛性，深入详细分析了阻尼过程中卫星三轴的姿 态变化特性，为偏置动量稳定卫星速率阻尼控制提供了理论依据，给出了偏置动量稳定卫星 的偏置角动量的选取范围，能得到更好的动态和稳态性能，使得偏置动量稳定卫星速率阻尼 控制方法设计方便。

附图说明

图1卫星三轴角速度变化曲线；

图2卫星欧拉角变化曲线。

具体实施方式

为详细说明本发明的技术内容、构造特征、所达成目的及功效，下面将结合实施例并配 合附图予以详细说明。

(一)偏置动量卫星速率阻尼控制策略

卫星速率阻尼是三轴耦合的复杂的控制过程，无法实现卫星三轴控制解耦，但是从卫星 能量的角度分析，采用速率阻尼控制能使卫星由于转动产生的动能逐渐减小，从而达到减小 角速度的目的。