一种基于分布式智能飞轮的航天器姿态控制方法技术

本发明专利技术公开了一种基于分布式智能飞轮的航天器姿态控制方法。本发明专利技术将多个智能飞轮通过无线组网构成分布式姿态控制系统，并根据系统特点提出一种分布式控制方法，该策略包括故障自检、确定工作智能飞轮组合、接收敏感器系统广播姿态信息、时延状态同步以及独立解算控制输出等步骤，从而实现航天器姿态控制系统的分布式协同计算，有利于航天器平台模块化组装，对航天器的快速组装测试以及星载部件即插即用具有重大意义。

【技术实现步骤摘要】
一种基于分布式智能飞轮的航天器姿态控制方法
本专利技术涉及航天器姿态控制
，更具体地，涉及一种基于分布式智能飞轮的航天器姿态控制方法。
技术介绍
近年来，随着航天技术不断发展，航天器设计与制造越来越趋向于质量和体积的小型化，对于使用传统接口和电缆进行各分系统与部件之间信息传输的微纳卫星来说，接口和电缆的重量可占整星重量的8％至10％；同时，由于卫星测试采用串行测试方式，当某个新部件被接入卫星系统并需要进行功能测试时，需要对其进行断电处理，这将影响到其他设备的测试工作，不利于微纳卫星的快速组装和生产。因此，采用星载部件无缆化设计，可以大幅度降低卫星整星重量，缩短研制周期，减小发射和研制成本。例如，荷兰Delft大学研发Delfi-C3卫星，最早实现了星内无线通信技术，搭载的太阳敏感器通过无线广播的方式与其他部件进行通讯。姿态控制系统是整个航天器分系统组成中最为重要的分系统之一，航天器在轨任务能否正常实施很大程度上取决于航天器的姿态控制精度，传统姿态控制方法是由敏感器发送航天器姿态信息到星载计算机，由星载计算机集中解算出控制指令发送给各执行机构。而采用分布式智能飞轮的航天器姿态控制系统则具备自行解算控制指令的能力，只需要接收无线网络传输的航天器姿态信息及任务指令即可独立解算控制输出。而采用无线网络传输姿态信息，不可避免的会出现网络时延等问题会对控制精度造成影响；并且各智能飞轮互相独立，如何协调完成任务指令也是需要考虑的关键性问题。
技术实现思路
专利技术目的：为了解决上述技术问题，本专利技术提供一种基于分布式智能飞轮的航天器姿态控制方法，通过搭建分布式智能飞轮姿态控制系统，对控制流程进行详尽描述，给出了分布式智能飞轮实现航天器姿态控制的具体过程，提出了一种减轻无线网络对控制系统影响的方案，对航天器星载部件即插即用以及未来航天器大规模制造、快速测试与发射有很大意义。技术方案：为实现上述专利技术目的，本专利技术采用以下技术方案：一种基于分布式智能飞轮的航天器姿态控制方法，该姿态控制方法针对于安装分布式智能飞轮的航天器姿态控制，且姿态控制解算由各智能飞轮系统独立完成；各智能飞轮在每个控制周期通过无线网络接收一条带有时间戳的航天器姿态和姿态角速度信息，记录接收时刻并存入存储器，并对该姿态信息进行网络传输时延状态同步估计；各智能飞轮进行分布式解耦控制，完成航天器姿态控制任务。其中，假设最多只有一组智能飞轮出现故障，具体包括以下步骤：(1)单个姿态控制周期开始，各智能飞轮故障自检，以及确定工作智能飞轮组合；(2)航天器时延状态同步估计，智能飞轮处理器模块根据接收的姿态信息以及前N周期的历史估计值确定本周期内同步时刻的姿态信息估计值；(3)X，Y，Z轴以及斜装轴智能飞轮控制器子系统独立解算解耦控制输出，驱动飞轮输出控制力矩，本控制周期结束。进一步的，步骤(1)包括以下步骤：(11)单个姿态控制周期开始，各智能飞轮启动故障自检；(12)判断是否各智能飞轮系统均无故障，具体过程为：各智能飞轮处理器模块周期性采集各智能飞轮的运行数据，诊断数据状态，根据故障数据库和专家系统判断数据是否异常，若周期内某智能飞轮连续诊断出错误状态，则判断该智能飞轮发生故障，假如无故障，进入步骤(13)，假如有故障，进入步骤(14)；(13)选择X，Y，Z轴上安装的智能飞轮组合作为工作飞轮组合，进入步骤(2)；(14)判断是否为斜装智能飞轮系统出现故障，假如是，则返回步骤(13)，假如不是，进入步骤(15)；(15)选择斜装智能飞轮系统和两正常工作智能飞轮系统组合作为工作飞轮组合。进一步的，步骤(2)包括以下步骤：(21)各正常工作智能飞轮系统接收敏感器广播的带有时间戳的姿态信息和任务指令，记录接受时刻；(22)各智能飞轮系统内存储器模块姿态测量值分区存储姿态测量值；(23)各智能飞轮处理器模块时延状态同步估计功能根据接收的姿态信息y(n+1)，以及前n周期的历史估计值确定本周期内同步时刻的姿态信息估计值；(24)各智能飞轮系统内存储器模块姿态估计值分区存储步骤(23)中获得的航天器姿态信息估计值。进一步的，步骤(3)中X轴控制力矩解算包括以下步骤：(31)判断X轴智能飞轮是否为故障的智能飞轮系统，假如是，则结束控制器工作，不输出控制指令，假如不是，进入步骤(32)；(32)X轴智能飞轮控制器读取存储器中最新姿态信息估计值和任务指令；(33)判断斜装智能飞轮是否工作，假如工作，进入步骤(34)，假如不工作，则进入步骤(36)；(34)斜装智能飞轮控制器计算失效智能飞轮安装轴输出力矩；三正交一斜装智能飞轮组的安装结构矩阵C表示为：则力矩分配矩阵表示为安装结构矩阵的伪逆D＝CT(CCT)-1，通过分配矩阵将三轴力矩指令Tc＝[Tcx,Tcy,Tcz]T分配为智能飞轮组各智能飞轮力矩指令Tw＝[Tw1,Tw2,Tw3,Tw4]T，即为Tw＝DTc，当某一智能飞轮发生故障时，其余智能飞轮输出力矩表示为Hc＝CTw，假设X轴智能飞轮发生故障，斜装智能飞轮替代工作，则安装结构矩阵C1和分配矩阵D1表示为：计算得到斜装智能飞轮的输出力矩指令；(35)X轴智能飞轮计算斜装智能飞轮在X轴上的耦合项，根据步骤(34)中斜装智能飞轮输出力矩指令计算方法，假设X轴智能飞轮输出力矩指令Tc为0，使用该方法即获得X轴上的斜装飞轮输出力矩耦合项；(36)X轴智能飞轮计算X轴姿态与姿态角速度误差，姿态误差其中为任务指令姿态角，为步骤(32)中读取的姿态角估计值；(37)判断X轴与Y轴是否存在耦合，假如存在，进入步骤(39)，假如不存在，进入步骤(38)；根据以下航天器姿态动力学方程判断耦合情况：其中，I表示为航天器转动惯量，θ、ψ分别是星体的滚转角、俯仰角与偏航角，Ωx、Ωy、Ωz分别为各轴飞轮相对于星体的角速度，n表示为卫星轨道角速度，Le为外力矩，Lc为飞轮转轴上电机的控制力矩。(38)判断X轴与Z轴是否存在耦合，假如存在，进入步骤(310)，假如不存在，进入步骤(311)；(39)计算Y轴姿态与姿态角速度误差，进入步骤(312)；(310)计算Z轴姿态与姿态角速度误差，进入步骤(311)；(311)加权运算消除耦合项并考虑消除斜装智能飞轮耦合，通过控制算法运算获得控制输出；(312)判断智能飞轮是否出现饱和，若是，发布卸载请求，如果没有出现饱和，结束本周期控制器计算工作。有益效果：与现有技术相比，本专利技术中各智能飞轮通过无线网络接收姿态信息和任务指令，具有独立计算能力，通过各智能飞轮的分布式控制解算实现航天器姿态控制功能。该分布式控制方法无需星载计算机集中解算控制指令，也无需线缆连接各分布式系统，从而可以极大地降低整星重量。敏感器系统通过无线通信模块广播发布带有时间戳的航天器姿态信息；智能飞轮实时接收姿态信息和任务指令，独立解算解耦控制指令，驱动飞轮输出力矩实现姿态控制。本专利技术对于未来航天器大规模制造、快速测试与发射有很大意义。附图说明图1为本专利技术方法流程图；图2为本专利技术的X轴方向控制力矩解算工作流程图；图3为本专利技术的Y轴方向控制力矩解算工作流程图；图4为本专利技术的Z轴方向控制力矩解算工作流程图。具体实施方式下面结合附图对本专利技术的技术方案作进一步说明。分布式智能飞轮系统包括三组正交本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种基于分布式智能飞轮的航天器姿态控制方法，其特征在于，该姿态控制方法针对于安装分布式智能飞轮的航天器姿态控制，且姿态控制解算由各智能飞轮系统独立完成；各智能飞轮在每个控制周期通过无线网络接收一条带有时间戳的航天器姿态和姿态角速度信息，记录接收时刻并存入存储器，并对该姿态信息进行网络传输时延状态同步估计；各智能飞轮进行分布式解耦控制，完成航天器姿态控制任务。

【技术特征摘要】
1.一种基于分布式智能飞轮的航天器姿态控制方法，其特征在于，该姿态控制方法针对于安装分布式智能飞轮的航天器姿态控制，且姿态控制解算由各智能飞轮系统独立完成；各智能飞轮在每个控制周期通过无线网络接收一条带有时间戳的航天器姿态和姿态角速度信息，记录接收时刻并存入存储器，并对该姿态信息进行网络传输时延状态同步估计；各智能飞轮进行分布式解耦控制，完成航天器姿态控制任务。2.根据权利要求1所述的一种基于分布式智能飞轮的航天器姿态控制方法，其特征在于，假设最多只有一组智能飞轮出现故障，具体包括以下步骤：(1)单个姿态控制周期开始，各智能飞轮故障自检，以及确定工作智能飞轮组合；(2)航天器时延状态同步估计，智能飞轮处理器模块根据接收的姿态信息以及前N周期的历史估计值确定本周期内同步时刻的姿态信息估计值；(3)X，Y，Z轴以及斜装轴智能飞轮控制器子系统独立解算解耦控制输出，驱动飞轮输出控制力矩，本控制周期结束。3.根据权利要求2所述的一种基于分布式智能飞轮的航天器姿态控制方法，其特征在于，步骤(1)包括以下步骤：(11)单个姿态控制周期开始，各智能飞轮启动故障自检；(12)判断是否各智能飞轮系统均无故障，具体过程为：各智能飞轮处理器模块周期性采集各智能飞轮的运行数据，诊断数据状态，根据故障数据库和专家系统判断数据是否异常，若周期内某智能飞轮连续诊断出错误状态，则判断该智能飞轮发生故障，假如无故障，进入步骤(13)，假如有故障，进入步骤(14)；(13)选择X，Y，Z轴上安装的智能飞轮组合作为工作飞轮组合，进入步骤(2)；(14)判断是否为斜装智能飞轮系统出现故障，假如是，则返回步骤(13)，假如不是，进入步骤(15)；(15)选择斜装智能飞轮系统和两正常工作智能飞轮系统组合作为工作飞轮组合。4.根据权利要求2所述的一种基于分布式智能飞轮的航天器姿态控制方法，其特征在于，步骤(2)包括以下步骤：(21)各正常工作智能飞轮系统接收敏感器广播的带有时间戳的姿态信息和任务指令，记录接受时刻；(22)各智能飞轮系统内存储器模块姿态测量值分区存储姿态测量值；(23)各智能飞轮处理器模块时延状态同步估计功能根据接收的姿态信息y(n+1)，以及前n周期的历史估计值确定本周期内同步时刻的姿态信息估计值；(24)各智能飞轮系统内存储器模块姿态估计值分区存储步骤(23)中获得的...

【专利技术属性】
技术研发人员：吴云华，李文星，陈志明，华冰，郑墨泓，梁莹莹，刘龙武，杜津铭，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：江苏,32