本发明属于航天器姿态控制，具体涉及一种零动量卫星四斜装构型飞轮角动量控制策略。
背景技术：
1、三轴稳定零动量卫星姿态控制系统具有控制精度好、可靠性高、机动能力强等诸多优点。由于卫星的控制系统的角动量在零动量附近，在控制系统中陀螺效应的影响极小。而四斜装构型飞轮相比于传统的三正装构型飞轮具有角动量包络大，系统可靠性高，且能够避免飞轮转速过零等诸多优势。
2、由于飞轮组中存在四个飞轮，对于三轴姿态控制系统，卫星角动量零动量情况下各个飞轮的角动量有无数种可能。为了保证各个飞轮能够工作在合适的转速附近，通常会对各个飞轮的期望角动量进行设计。当飞轮由初始角动量过程转换至期望角动量过程中，通常会导致卫星姿态受到干扰，导致姿态控制精度和稳定度的恶化。
3、现有技术公开了一种零动量—偏置动量三轴姿态控制系统(林来兴,蒋维禧.[j].宇航学报,1986(01):4-13)，提出了由零动量转换至偏置动量(或者相反)的过渡阶段控制方案，反作用飞轮的负向加速产生的干扰力矩通过喷气卸载系统来消除，以保证过渡阶段姿态精度少受影响。但该方案采用的是控制能力较强的喷气卸载系统，且实际仿真得到的过渡阶段的姿态控制精度为0.3°，卫星姿态受扰情况较严重。
技术实现思路
1、有鉴于此，为解决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，本发明提供了一种四个飞轮同时角动量偏置控制与姿态控制闭环结合的飞轮角动量控制策略。该方法通过对飞轮组当前角动量与期望角动量进行判断，当存在角动量超差时同时驱动各个飞轮以固定的偏置控制力矩接近期望角动量，并使用姿态闭环控制系统计算姿态保持所需的控制力矩，卫星姿态控制的总输出力矩为飞轮角动量偏置控制力矩与姿态闭环控制力矩的叠加。本发明使得卫星各个飞轮的转速始终工作在期望转速附近，且保证飞轮由初始角动量转换至期望角动量的过程中卫星姿态保持稳定。
2、本发明实现上述目的采取的技术方案如下。
3、本发明提供一种零动量卫星四斜装构型飞轮角动量控制策略，步骤如下：
4、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，判断卸载后的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；
5、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；
6、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；
7、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；
8、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；
9、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；
10、所述飞轮的总输出力矩和姿态控制力矩的计算方法为：
11、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：
12、hw_ex＝[h1_ex,h2_ex,h3_ex,h4_ex]＝[-hbias,hbias,-hbias,hbias]
13、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；
14、假设当前飞轮组的角动量hw如下：
15、hw＝[h1,h2,h3,h4]
16、式中，h1、h2、h3、h4分别代表四个飞轮当前的角动量；
17、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；
18、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：
19、tw_bias＝sgn(hw_ex-hw)tbias
20、＝[sgn(-hbias-h1)tbias,sgn(hbias-h2)tbias,
21、sgn(-hbias-h3)tbias,sgn(hbias-h4)tbias,]
22、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：
23、tw_c＝mwt(mwmwt)-1tc
24、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：
25、tw＝tw_bias+tw_c。
26、本发明的原理为：飞轮若需要从初始角动量偏置到期望角动量，则飞轮输出控制力矩，假设当前飞轮的角动量hw为：
27、hw＝jwω
28、其中，jw为飞轮的转速惯量，ω为飞轮的当前角速度；
29、若令飞轮角速度以的固定值变化则飞轮的输出力矩tw为：
30、
31、假设该飞轮的轴向与星体各轴的夹角为[α,β,γ]，则该飞轮对星体各轴的干扰力矩tr为：
32、tr＝[twcosα,twcosβ,twcosγ]
33、考虑到卫星姿态pd控制器中常值干扰力矩对姿态控制的影响，施加干扰瞬间产生的姿态角速度偏差ωe_max为：
34、
35、姿态稳定之后产生的姿态偏差qe_max为：
36、
37、其中，kd＝[kdx,kdy,kdz]为卫星pd控制器的比例控制系数，kp＝[kpx,kpy,kpz]为卫星pd控制器的微分控制系数，i＝[ix,iy,iz]为卫星的转动惯量。
38、假设某个飞轮的安装矩阵为mw，如下：
39、
40、其中，α，β为飞轮的安装角；
41、此时令四个飞轮的输出力矩成对称分布tw＝[-tw,tw,-tw,tw]，则四个飞轮共同作用到星体上的力矩如下：
42、tr＝mwtw＝0
43、因此若在卫星姿态稳定的情况下，单个飞轮输出某个固定力矩会对卫星的姿态产生扰动。而针对四斜装飞轮构型，由于飞轮安装的对称性，各个飞轮若同时输出力矩，且是输出力矩对称则总体输出力矩为零，在改变各个飞轮的角动量的同时不会对卫星的姿态产生干扰。
44、与现有技术相比，本发明的有益效果为：
45、本发明的零动量卫星四斜装构型飞轮角动量控制策略，对零动量下的各个飞轮期望角动量进行了设计，并提出了角动量偏置控制力矩的与姿态控制力矩结合的控制方法，即同时设计了双区间的角动量控制策略，避免了飞轮的角动量偏置控制力矩反复切换的问题。
46、本发明的零动量卫星四斜装构型飞轮角动量控制策略，能够将各个飞轮的角动量控制在期望角动量附近，从而保证飞轮的工作转速在期望转速附近。
47、本发明的零动量卫星四斜装构型飞轮角动量控制策略，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。
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：
