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CN115783309B - 一种双翼太阳电池阵驱动干扰智能抵消控制方法 - Google Patents

一种双翼太阳电池阵驱动干扰智能抵消控制方法 Download PDF

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CN115783309B CN202211669035.5A CN202211669035A CN115783309B CN 115783309 B CN115783309 B CN 115783309B CN 202211669035 A CN202211669035 A CN 202211669035A CN 115783309 B CN115783309 B CN 115783309B
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interference
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CN202211669035.5A
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孙尚
张凯诚
牛文婷
杨真
李泽华
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Shanghai Aerospace Control Technology Institute
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Shanghai Aerospace Control Technology Institute
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Abstract

本发明公开了一种双翼太阳电池阵驱动干扰智能抵消控制方法，在仅以星体角速度作为输入的情况下，计算俯仰角速度方差判断执行干扰力矩相位调整的时机，通过短期内微调某一翼太阳电池阵的驱动角速度实现干扰力矩相位调整，使两翼太阳电池阵的驱动干扰尽可能抵消，提高了稳态运行时卫星的姿态稳定度。

Description

一种双翼太阳电池阵驱动干扰智能抵消控制方法
技术领域
本发明涉及卫星姿态与轨道控制技术，尤其涉及一种双翼太阳电池阵驱动干扰智能抵消控制方法。
背景技术
卫星上安装的太阳电池阵在实现对日捕获后，将以轨道角速度沿俯仰轴匀速驱动跟踪太阳，以保证卫星的能源供应。太阳电池阵驱动时会产生角频率为驱动角速度的K倍的干扰力矩，这一放大倍数由太阳电池阵驱动器的内部结构决定。干扰力矩的频率一般为几赫兹，远高于控制系统的截止频率，这一高频干扰力矩作用于星体俯仰轴，引起的俯仰角动量变化将实时引起星体俯仰角速度的高频变化，影响卫星的姿态稳定度。两翼太阳电池阵的驱动干扰力矩叠加得到太阳电池阵驱动对星体的总干扰力矩，因此两翼干扰力矩的相位差至关重要。当两翼干扰力矩频率相同、相位相差180°时，叠加产生的干扰力矩最小，对星体角速度的影响也最小。
在现有的双翼太阳电池阵驱动方法中，通常将两翼太阳电池阵看作两个独立单机，分别独立进行驱动控制，并没有将两翼太阳电池阵驱动干扰力矩的相位差考虑在内；同时，缺少必要的测量信息也影响了通过调节相位差抵消双翼太阳电池阵驱动干扰的实施。
发明内容
针对现有技术存在的不足，本发明提供一种通过干扰力矩相位调整实现双翼太阳电池阵驱动干扰智能抵消的控制方法，减小了双翼太阳电池阵驱动对卫星本体的干扰，提高了卫星的姿态稳定度。
为了实现上述目的，本发明提供的一种双翼太阳电池阵驱动干扰智能抵消控制方法中，包括如下步骤：
步骤1、计算俯仰角速度方差；
步骤2、根据步骤1计算得到的俯仰角速度方差和设定的方差阈值，判断是否进行干扰力矩相位调整；
步骤3、若步骤2判断需要进行干扰力矩相位调整，则通过短期内微调某一翼太阳电池阵的驱动角速度的方式，调整干扰力矩相位。
所述步骤1中，使用卫星的俯仰姿态角速度计算方差，同时限制引入角速度方差计算的最大数据数。
所述步骤2中，当角速度方差连续超出设定的方差阈值时，启动干扰力矩相位调整。
所述步骤3中，执行干扰力矩相位调整时仅调整双翼太阳电池阵中某一翼的驱动角速度，另一翼始终保持轨道角速度驱动。
所述步骤3中，执行干扰力矩相位调整时将某一翼的驱动角速度调整为与轨道角速度相邻的太阳电池阵驱动档位，持续时间为一个控制周期。
在轨使用时首先对角速度方差阈值进行标定，通过进行多次干扰力矩相位调整，根据每次调整后稳定的角速度方差值确定角速度方差阈值。
本发明中的方法对现有技术进行了改进，减小了双翼太阳电池阵驱动对卫星本体的干扰，提高了卫星的姿态稳定度，为有效载荷的工作提供更高稳定度的平台基础。
附图说明
图1为通过调节驱动角速度调整干扰力矩相位的原理示意图；
图2为双翼太阳电池阵驱动干扰智能抵消控制算法的流程图；
图3为俯仰角速度方差计算与驱动角速度的时序关系图。
具体实施方式
本发明提出的一种双翼太阳电池阵驱动干扰智能抵消控制方法中，在仅以星体角速度作为输入的情况下，通过短期内微调某一翼太阳电池阵的驱动角速度调整干扰力矩相位，使两翼太阳电池阵的驱动干扰尽可能抵消，提高了稳态下卫星的姿态稳定度。
如图1所示，当太阳电池阵驱动角速度不同时，干扰力矩频率也将不同。当太阳电池阵以不同的角速度驱动一段时间后再恢复原速，新的干扰力矩波形与原波形间将产生相位差。利用此方法可以实现干扰力矩的相位调整。当两翼干扰力矩频率相同、相位相差180°时，叠加产生的干扰力矩最小，对星体角速度的影响最小，也是干扰力矩相位调整的目标。
姿轨控分系统能获知的太阳电池阵信息是十分有限的，只能通过俯仰角速度ωy获知太阳电池阵的驱动干扰情况。太阳电池阵驱动干扰力矩最终体现为卫星角速度的变化，角速度的波动情况在一定程度上反映了驱动干扰力矩的大小。因此，将俯仰角速度方差作为衡量干扰情况的指标，当俯仰角速度方差连续超出设定的阈值时，表明太阳电池阵干扰大于预期，需要进行干扰力矩相位调整。
上述使用的俯仰角速度ωy为卫星本体坐标系相对轨道坐标系的角速度在本体坐标系下的俯仰分量，由星上陀螺测得的惯性角速度扣除陀螺常值漂移和卫星轨道角速度得到。
如图2所示，本发明所述的双翼太阳电池阵驱动干扰智能抵消控制方法，包含如下的步骤：
步骤S1、状态初始化，即
Q＝0，k＝0
步骤S2、计算角速度方差并判断是否进行干扰力矩相位调整，包括以下三个子步骤：
步骤S2-1、更新方差计算拍数，即
k＝k+1
步骤S2-2、计算俯仰角速度方差Q，若k≤kQ，则
否则
其中，Qlast为变量Q上一次的计算值，kQ为引入方差计算的最大数据数；
步骤S2-3、判断是否进行干扰力矩相位调整；若连续NQ拍满足Q＞Qlim，则转到步骤S3执行干扰力矩相位调整；否则，在下一个控制周期重新执行步骤S2-1。
步骤S3、执行干扰力矩相位调整，向±Y翼中的某一翼发送调节驱动角速度ωA＝ω0+Δω，持续时间为Δt，另一翼始终以轨道角速度ω0驱动；Δt之后，两翼太阳电池阵均以轨道角速度ω0驱动，重新回到步骤S1。
每次干扰力矩相位调整引起的干扰力矩相位变化为K为太阳电池阵干扰力矩的频率放大倍数。为确保相位调节足够精细，调节驱动角速度与轨道角速度相差(Δω的值)尽量小，一般以轨道角速度为基础上调或下调一个档位；干扰力矩相位调整的持续时间尽量短，通常持续一拍的时间，即一个控制周期。
由于在地面难以准确测量驱动干扰及其对角速度的影响，很难事先准确确定方差阈值Qlim的值。因此，Qlim应为可地面注数配置的变量，在轨使用时需要先通过标定确定合适的Qlim值。通常设置较低的Qlim值，系统每隔NQ拍就会进行一次干扰力矩相位调整，根据每次相位调整后稳定的方差值，选择一个接近但又不低于最小方差的数值作为Qlim。为保证涵盖所有的相位差，相位调整次数应大于
以下提供本发明所述方法的一个具体实施例。对于轨道高度为705km的太阳同步轨道卫星，轨道角速度ω0＝0.0607°/s，系统的控制周期为0.5s。太阳电池阵干扰力矩的频率放大倍数K＝10000，与轨道角速度相邻的两个驱动档位分别为0.0605°/s和0.0609°/s。
执行干扰力矩相位调整时，选择向+Y翼太阳电池阵发送调节驱动角速度ωA＝0.0609°/s，即Δω＝0.0002°/s。在这种条件下，每次相位调整的引起的相位差使用的其他参数为NQ＝200、kQ＝100。
图3展示了俯仰角速度方差计算与两翼驱动角速度的时序关系。参见图3所示，按照步骤S2-2实时计算俯仰角速度方差Q，若连续NQ拍满足Q＞Qlim，则执行一次干扰力矩相位调整。执行干扰力矩相位调整时，+Y翼太阳电池阵驱动角速度由ω0变为ωA，持续时间Δt＝0.5s，之后驱动角速度恢复为ω0，-Y翼太阳电池阵始终以轨道角速度ω0驱动。
在轨使用时，首先设置Qlim＝0，系统每隔200拍进行一次干扰力矩相位调整，如持续一轨的时间(约12000拍)可以满足相位调整次数的要求。根据每次相位调整后稳定的方差值，选择一个接近但又不低于最小方差的数值作为Qlim。若稳定的方差值范围为5×10-7～9×10-7(°/s)2，则可以取Qlim＝6×10-7(°/s)2。此后，当稳定的俯仰角速度方差低于6×10-7(°/s)2时，将不再进行相位调整。
尽管本发明的内容己经通过上述实例作了详细介绍，但应当认识到上述描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。

Claims (6)

1.一种双翼太阳电池阵驱动干扰智能抵消控制方法，其特征在于包括如下步骤：
步骤1、计算俯仰角速度方差；
步骤2、根据步骤1计算得到的俯仰角速度方差和设定的方差阈值，判断是否进行干扰力矩相位调整；
步骤3、若步骤2判断需要进行干扰力矩相位调整，则在指定时间内调整双翼太阳电池阵之中一翼的驱动角速度，来调整干扰力矩相位；
所述步骤1中，使用卫星的俯仰角速度计算方差，同时限制引入角速度方差计算的最大数据数；所述步骤1包含以下过程：
状态初始化：Q＝0，k＝0；
更新方差计算拍数：k＝k+1
计算俯仰角速度方差Q：
若k≤kQ，则
否则
其中，Qlast为变量Q上一次的计算值，kQ为引入方差计算的最大数据数，ωy为俯仰角速度；
每次干扰力矩相位调整引起的干扰力矩相位变化为K为太阳电池阵干扰力矩的频率放大倍数，Δt为持续时间，Δω表示驱动角速度与轨道角速度的差值，是一个设定值。
2.根据权利要求1所述的一种双翼太阳电池阵驱动干扰智能抵消控制方法，其特征在于：所述步骤2中，当俯仰角速度方差连续超出设定的方差阈值Qlim时，启动干扰力矩相位调整；
若连续NQ拍满足Q>Qlim，则执行干扰力矩相位调整；否则，在下一个控制周期，重新计算俯仰角速度方差Q。
3.根据权利要求1所述的一种双翼太阳电池阵驱动干扰智能抵消控制方法，其特征在于：所述步骤3中，执行干扰力矩相位调整时仅调整双翼太阳电池阵之中一翼的驱动角速度，另一翼始终保持轨道角速度驱动。
4.根据权利要求1或3所述的一种双翼太阳电池阵驱动干扰智能抵消控制方法，其特征在于：所述步骤3中，执行干扰力矩相位调整时，将被调整的一翼的驱动角速度调整为与轨道角速度相邻的太阳电池阵驱动档位，持续时间为一个控制周期。
5.根据权利要求4所述的一种双翼太阳电池阵驱动干扰智能抵消控制方法，其特征在于：所述控制周期结束后，两翼太阳电池阵均以轨道角速度驱动，重新执行步骤1。
6.根据权利要求1所述的一种双翼太阳电池阵驱动干扰智能抵消控制方法，其特征在于：在轨使用时，对角速度方差阈值进行标定，通过进行多次干扰力矩相位调整，根据每次调整后稳定的角速度方差值确定角速度方差阈值。
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Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1074417A (zh) * 1991-09-06 1993-07-21 联邦德国航空航天有限公司 对绕着一固定轴旋转移动的宇宙飞行器进行姿态控制的装置和方法
CN114771831A (zh) * 2022-05-30 2022-07-22 江南机电设计研究所 一种水、空两栖无人飞行器及其控制方法

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6311929B1 (en) * 1999-11-26 2001-11-06 Space Systems/Loral, Inc. Spacecraft and appendage stepping methods that improve spacecraft attitude pointing and cancel solar array slew disturbances

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1074417A (zh) * 1991-09-06 1993-07-21 联邦德国航空航天有限公司 对绕着一固定轴旋转移动的宇宙飞行器进行姿态控制的装置和方法
CN114771831A (zh) * 2022-05-30 2022-07-22 江南机电设计研究所 一种水、空两栖无人飞行器及其控制方法

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