一种卫星异构飞轮构型与组合使用方法与流程

本发明涉及卫星姿态控制，特别涉及一种卫星异构飞轮构型与组合使用方法。

背景技术：

1、为了提高卫星的姿态机动能力，提高卫星数据获取效率，在卫星控制系统设计时多采用多控制力矩陀螺方案，但是控制力矩陀螺成本高、系统构成复杂、控制方法复杂、失效率高。

2、随着大力矩飞轮技术逐渐成熟，加装大力矩飞轮的异构飞轮构型可提供卫星更强的机动能力，而避免采用多控制力矩陀螺带来的一系列问题。

技术实现思路

1、本发明要解决现有技术中的技术问题，提供一种卫星异构飞轮构型与组合使用方法。

2、为了解决上述技术问题，本发明的技术方案具体如下：

3、一种卫星异构飞轮构型，包括：

4、4个常规角动量飞轮：常规角动量飞轮flx、常规角动量飞轮fly、常规角动量飞轮flz和常规角动量飞轮fls；

5、2个大力矩飞轮：大力矩飞轮hfx和大力矩飞轮hfy；

6、其中，常规角动量飞轮flx、常规角动量飞轮fly、常规角动量飞轮flz的角动量方向分别与卫星坐标系x、y、z方向平行；常规角动量飞轮fls的角动量方向与卫星坐标系x、y、z三轴的夹角绝对值约为57.3度；大力矩飞轮hfx和大力矩飞轮hfy的角动量方向分别与卫星坐标系x、y轴平行。

7、一种上述的卫星异构飞轮构型的组合使用方法，包括以下步骤：

8、步骤(1)：当卫星未执行任务，且飞轮均可正常工作时，使用常规角动量飞轮flx、常规角动量飞轮fly、常规角动量飞轮flz进行三轴姿态控制；

9、步骤(2)：当卫星执行任务，且飞轮均可正常工作时，启用大力矩飞轮hfx和大力矩飞轮hfy，与常规角动量飞轮共同执行姿态控制；任务执行结束后，关闭大力矩飞轮hfx和大力矩飞轮hfy；

10、步骤(3)：当卫星的常规角动量飞轮发生故障失效时：

11、1)常规角动量飞轮flx、常规角动量飞轮fly、常规角动量飞轮flz中有一个飞轮在轨失效时，关闭失效飞轮，并启用常规角动量飞轮fls；

12、2)当卫星的常规角动量飞轮flx、常规角动量飞轮fly、常规角动量飞轮flz、常规角动量飞轮fls中有两个飞轮在轨失效时：

13、a)如常规角动量飞轮flx、常规角动量飞轮fly飞轮失效，则关闭这两个飞轮，并启用大力矩飞轮hfx或大力矩飞轮hfy，启用常规角动量飞轮fls；

14、b)如常规角动量飞轮flx、常规角动量飞轮fls飞轮失效，则关闭这两个飞轮，并启用大力矩飞轮hfx；

15、c)如常规角动量飞轮fly、常规角动量飞轮fls飞轮失效，则关闭这两个飞轮，并启用大力矩飞轮hfy；

16、d)如常规角动量飞轮flx、常规角动量飞轮flz飞轮失效，则关闭这两个飞轮，并启用大力矩飞轮hfx、常规角动量飞轮fls；

17、e)如常规角动量飞轮fly、常规角动量飞轮flz飞轮失效，则关闭这两个飞轮，并启用大力矩飞轮hfy、常规角动量飞轮fls；

18、f)如常规角动量飞轮flz、常规角动量飞轮fls飞轮失效，则认为失去三轴姿态控制能力。

19、在上述技术方案中，步骤(2)具体包括：

20、1)当卫星执行姿态机动任务，attmission标志为true时，而且判断接入允许标志hfin为true时，大力矩飞轮(大力矩飞轮hfx和大力矩飞轮hfy)接入系统，接受控制系统分配的控制力矩；当标志attmission为false或hfin为false时，大力矩飞轮(大力矩飞轮hfx和大力矩飞轮hfy)不接入系统，由常规角动量飞轮flx、常规角动量飞轮fly、常规角动量飞轮flz实现卫星姿态控制；

21、2)当卫星执行完成姿态机动任务后，attmission为false且姿态稳定即姿态误差atterror绝对值小于0.05度时，向大力矩飞轮hfx、大力矩飞轮hfy发送不大于大力矩飞轮hfx、大力矩飞轮hfy最大输出力矩ht的1/2作为控制力矩，力矩方向为大力矩飞轮减速方向；当大力矩飞轮转速speedhflx、speedhfly绝对值小于该飞轮最大转速speedmax的1/100时，大力矩飞轮力矩设置为0，并关机。

22、本发明具有以下有益效果：

23、本发明的卫星异构飞轮构型，采用的异构飞轮构型简单、易实现、成本低，对于卫星实现快速机动能力得到显著提升。

24、本发明的卫星异构飞轮构型的组合使用方法，大力矩飞轮参与和退出姿态控制的逻辑简洁、清晰易于工程实现。

技术特征：

1.一种卫星异构飞轮构型，其特征在于，包括：

2.一种权利要求1所述的卫星异构飞轮构型的组合使用方法，其特征在于，包括以下步骤：

3.根据权利要求2所述的卫星异构飞轮构型的组合使用方法，其特征在于，步骤(2)具体包括：

技术总结本发明涉及一种卫星异构飞轮构型与组合使用方法，该卫星异构飞轮构型，包括：常规角动量飞轮FLx、常规角动量飞轮FLy、常规角动量飞轮FLz和常规角动量飞轮FLs；大力矩飞轮HFx和大力矩飞轮HFy；常规角动量飞轮FLx、常规角动量飞轮FLy、常规角动量飞轮FLz的角动量方向分别与卫星坐标系X、Y、Z方向平行；常规角动量飞轮FLs的角动量方向与卫星坐标系X、Y、Z三轴的夹角绝对值约为57.3度；大力矩飞轮HFx和大力矩飞轮HFy的角动量方向分别与卫星坐标系X、Y轴平行。本发明的异构飞轮构型简单、易实现、成本低，对于卫星实现快速机动能力得到显著提升；本发明的卫星异构飞轮构型的组合使用方法，大力矩飞轮参与和退出姿态控制的逻辑简洁、清晰易于工程实现。技术研发人员：李峰,钟兴,张雷,陈志刚受保护的技术使用者：长光卫星技术股份有限公司技术研发日：技术公布日：2024/5/12