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申请/专利权人：长光卫星技术股份有限公司

摘要：本发明涉及一种零动量卫星四斜装构型飞轮角动量控制策略，属于航天器姿态控制技术领域。解决了现有技术中四斜装构型飞轮的角动量控制方案精确度低的技术问题。本发明的零动量卫星四斜装构型飞轮角动量控制策略，首先进行角动量卸载，将卫星角动量卸载至零动量附近；然后根据飞轮当前的角动量偏差情况判断是否进行飞轮角动量偏置控制力矩计算；然后根据当前姿态偏差计算姿态控制力矩；综合考虑角动量偏置控制力矩为与姿态控制力矩作为飞轮控制输出力矩。本发明的控制策略在飞轮角动量偏置过程中同时考虑了角动量偏置控制力矩的与姿态控制力矩，既保证了角动量偏置控制力矩的顺利执行，又保证了执行过程中姿态稳定。

主权项：1.一种零动量卫星四斜装构型飞轮角动量控制策略，其特征在于，步骤如下：步骤一、采用卫星的角动量卸载系统卸载卫星的飞轮角动量，判断飞轮角动量是否满足零动量条件，若是，执行步骤二，若否，将飞轮角动量偏置控制标志置0，执行步骤六；步骤二、判断飞轮角动量偏差是否超过上界Δhw_max，若是，将飞轮角动量偏置控制标志置1，执行步骤五，若否，执行步骤三；步骤三、判断飞轮角动量偏差是否超过下界Δhw_min，若是，执行步骤四，若否，将飞轮角动量偏置控制标志置0，执行步骤六；步骤四、判断飞轮角动量偏置控制标志是否置1，若是，执行步骤五，若否，将飞轮角动量偏置控制标志置0，执行步骤六；步骤五、计算飞轮角动量偏置控制力矩，并使用姿态闭环控制系统计算姿态保持所需的姿态控制力矩，将飞轮角动量偏置控制力矩与姿态控制力矩的叠加，获得飞轮的总输出力矩；步骤六、使用姿态闭环控制系统计算姿态保持所需的姿态控制力矩，作为飞轮的总输出力矩；所述飞轮的总输出力矩和姿态控制力矩的计算方法为：对于四斜装构型飞轮，在零动量下各个飞轮的转速或者角动量成对称分布，以保证整星零动量的特性，对角安装飞轮的角动量一致，同侧安装飞轮的角动量相反，则飞轮组的期望角动量hw_ex如下：hw_ex＝[h1_ex,h2_ex,h3_ex,h4_ex]＝[-hbias,hbias,-hbias,hbias]式中，h1_ex、h2_ex、h3_ex、h4_ex分别代表四个飞轮的期望角动量，hbias为飞轮角动量偏置量；假设当前飞轮组的角动量hw如下：hw＝[h1,h2,h3,h4]式中，h1、h2、h3、h4分别代表四个飞轮当前的角动量；则飞轮需要从当前的角动量hw通过角动量偏置控制力矩的控制偏置到期望角动量hw_ex上；假设飞轮角动量偏置过程的角动量偏置控制力矩为Tbias，则各个飞轮的角动量偏置控制力矩Tw_bias为：Tw_bias＝sgnhw_ex-hwTbias＝[sgn-hbias-h1Tbias,sgnhbias-h2Tbias,sgn-hbias-h3Tbias,sgnhbias-h4Tbias,]同时姿态控制系统需要保证卫星的姿态稳定，假设当前姿态偏差，姿态控制器计算得到的姿态三轴控制力矩为Tc，飞轮的安装矩阵为Μw，则各个飞轮的姿态控制力矩Tw_c为：Tw_c＝MwTMwMwT-1Tc考虑飞轮的角动量偏置控制力矩为Tw_bias与飞轮的姿态控制力矩为Tw_c，则飞轮的总输出力矩为：Tw＝Tw_bias+Tw_c。

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