一种复杂机动卫星的反作用飞轮动态功耗评估方法

摘要

一种复杂机动卫星的反作用飞轮动态功耗评估方法，包括如下步骤：提供一星上测试平台；采用上述平台获得电耗实测值；以上述实测值作为基础，获得电耗计算公式参数的准确值；在电耗的基础上获得热耗的准确值，并通过动力学仿真获得飞轮的力矩和轮速作为动态功耗评估的输入量。本发明的优点在于，电流控制反作用飞轮电耗、热耗计算方法的提出，对于使用电流控制反作用飞轮组件作为执行机构的卫星，能准确地预估出飞轮组件在轨期间不同运行状况下的电耗、热耗，为整星的电源设计、热控设计提供重要输入依据。

说明书

技术领域

本发明涉及航天技术领域，尤其涉及一种复杂机动卫星的反作用飞轮动态 功耗评估方法。

背景技术

飞轮是卫星姿态控制系统中的惯性执行部件。在卫星姿控系统中，飞轮按 照姿控系统指令，提供合适的控制力矩，校正卫星的姿态偏差或完成预定姿态 调整。飞轮一般分为反作用飞轮和偏置飞轮，其中反作用飞轮组合使用是长寿 命、高精度的零动量三轴控制卫星最广泛采用的主要执行部件。

反作用飞轮最常用的两种控制方式为电流控制和速度控制。电流控制以飞 轮电机的电枢电流作为反馈量，不考虑飞轮动力学部分；速度控制以飞轮轮速 为反馈量，反馈回路中包含了飞轮动力学部分。

复杂机动卫星是指由于载荷任务的复杂度增加，导致卫星姿态在轨需要频 繁机动。以反作用轮作为主要执行机构的复杂机动卫星，其组合多采取四斜装 或三正一斜安装方式，随着卫星任务复杂度的增加，反作用飞轮的电耗、热耗 随姿态变化引起的变化范围增大，峰值较高。所以在卫星整体设计过程中，四 个乃至更多数量的反作用飞轮组合的电耗、热耗需求对于整星热控设计、电源 设计和帆板选型设计影响非常大。这就需要动态分析反作用飞轮组合的在轨使 用情况，并结合其在不同工况下的电耗和热耗特性对反作用飞轮组合在轨功耗 做出准确评估。

飞轮制造商提供的反作用飞轮电耗和热耗理论计算公式中的参数值有一 定允差范围，所以针对具体某一型号电流控制反作用飞轮，需要提供一种新的 方法对飞轮的计算公式进行参数调整。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是，提供一种精确的针对复杂机动卫星的反作 用飞轮动态功耗评估方法，用于对飞轮的计算公式进行参数调整。

为了解决上述问题，本发明提供了一种复杂机动卫星的反作用飞轮动态功 耗评估方法，包括如下步骤：提供一星上测试平台，所述测试平台包括电源、 飞轮、和星务计算机，电源负责供电，星务计算机与电源通讯，发送开关机指 令并采电源的电压和负载电流，星务计算机与飞轮通讯，发送飞轮力矩控制指 令并采集飞轮工作状态量，星务计算机接受来自于地面的指令，并发送采集到 的数据到地面；采用上述平台测试静止通电时的电耗；采用上述平台通过地面 向星务计算机发送不同力矩指令，采集到飞轮的转速和电机电流，计算不同力 矩、转速下的电耗，同时采集供电电压和负载电流，获得电耗实测值；以上述 实测值作为基础，获得电耗计算公式参数的准确值；在电耗的基础上获得热耗 的准确值，并通过动力学仿真获得飞轮的力矩和轮速作为动态功耗评估的输入 量。

可选的，所述电源包括蓄电池组和电源控制器。

可选的，所述飞轮工作状态参量包括飞轮转速、电机电流、轴承温度的一 种或多种。

可选的，所述来自于地面的指令由一设置在地面上的用于卫星的前端监显 机发出。

可选的，所述动力学仿真包括如下步骤：将星务计算机发送出的力矩指令 转换为卫星运动的姿态和速度；将卫星中惯性系的姿态和角速度转换为敏感器 本体系下输出的物理量；利用敏感器输出定姿，并针对不同的机动任务指向计 算出需要施加在星体上的理论力矩；结合执行器特性，将计算出的理论力矩转 换为实际的飞轮力矩和轮速。

本发明的优点在于，电流控制反作用飞轮电耗、热耗计算方法的提出，对 于使用电流控制反作用飞轮组件作为执行机构的卫星，能准确地预估出飞轮组 件在轨期间不同运行状况下的电耗、热耗，为整星的电源设计、热控设计提供 重要输入依据。

附图说明

附图1所示是本发明具体实施方式的实施步骤示意图。

附图2所示是本发明具体实施方式所提供的星上测试平台的结构示意图。

附图3A至3D所示是本发明一实施例的计算结果示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明提供的复杂机动卫星的反作用飞轮动态功耗评估 方法的具体实施方式做详细说明。

附图1所示是本具体实施方式的实施步骤示意图，包括：步骤S10，提供 一星上测试平台；步骤S11，采用上述平台测试静止通电时的电耗；步骤S12， 采用上述平台通过地面向星务计算机发送不同力矩指令，采集到飞轮的转速和 电机电流，计算不同力矩、转速下的电耗，同时采集供电电压和负载电流，获 得电耗实测值；步骤S13，以上述实测值作为基础，获得电耗计算公式参数的 准确值；步骤S14，在电耗的基础上获得热耗的准确值，并通过动力学仿真获 得飞轮的力矩和轮速作为动态功耗评估的输入量。

步骤S10，提供一星上测试平台。参考附图2所示，所述测试平台包括电 源21、飞轮22、和星务计算机23。电源21负责供电，所述电源21包括蓄电 池组211和电源控制器212。星务计算机23与电源21通讯，发送开关机指令 并采电源21的电压和负载电流。星务计算机23与飞轮22通讯，发送飞轮力 矩控制指令并采集飞轮22的工作状态量，所述飞轮工作状态参量包括飞轮转 速、电机电流、轴承温度的一种或多种。星务计算机23接受来自于地面的指 令，并发送采集到的数据到地面。所述来自于地面的指令由一设置在地面上的 用于卫星的前端监显机24发出。

步骤S11，采用上述平台测试静止通电时的电耗。所述静止是指飞轮处在 匀速旋转的稳态。

步骤S12，采用上述平台通过地面向星务计算机发送不同力矩指令，采集 到飞轮的转速和电机电流，计算不同力矩、转速下的电耗，同时采集供电电压 和负载电流，获得电耗实测值。所述指令是由前端监显机24发出的。

步骤S13，以上述实测值作为基础，获得电耗计算公式参数的准确值。

电耗计算公式可以根据飞轮以及卫星系统的实际情况进行推导。本具体实 施方式给出一种典型的计算公式，分加速、稳态、减速三种工况提出飞轮电耗、 热耗计算方法：

(1)加速电耗PB＝PQ+1/η[IM(UD+sf*ω)+IM²(RA+RON)]

加速热耗PD＝PB-(TM-TL)*ω

(2)稳态电耗PB＝PQ+1/η[TL(UD/sf+ω)+(TL/sf)²(RA+RON)]

稳态热耗PD＝PB

(3)减速电耗PB＝PQ

减速热耗PD＝PB+(TM+TL)*ω

其中PQ为静态功耗，即飞轮通电不输出力矩时的静态电耗；η为飞轮电 机转换效率，sf为电机比例因子，RA为电机电枢电阻，皆为电机参数由飞轮 制造商提供；IM为电机电流，与输入指令力矩大小呈线性关系，作为工作状 态监测量；UD为飞轮控制电路二极管压降；ω为飞轮转速大小(rad/s)，与输出 力矩积分呈线性关系，飞轮工作状态监测量；RON为整流制动装置里的场晶 体管开关的导通电阻，由飞轮制造商提供；TL为摩擦力矩大小，与转速对应， 通过测试标定飞轮不同转速下的摩擦力矩；TM为输入指令力矩大小。

步骤S14，在电耗的基础上获得热耗的准确值，并通过动力学仿真获得飞 轮的力矩和轮速作为动态功耗评估的输入量。上述公式不仅可以计算电耗，还 可以计算热耗。但计算热耗需要飞轮的轮速ω，该参数可以通过动力学仿真获 得。动力学仿真可以根据飞轮以及卫星系统的实际情况进行建模。本具体实施 方式给出一种典型的动力学仿真包括如下步骤：将星务计算机发送出的力矩指 令转换为卫星运动的姿态和速度；将卫星中惯性系的姿态和角速度转换为敏感 器本体系下输出的物理量；利用敏感器输出定姿，并针对不同的机动任务指向 计算出需要施加在星体上的理论力矩；结合执行器特性，将计算出的理论力矩 转换为实际的飞轮力矩和轮速。上述四个步骤可以分别采用动力学模块、敏感 器模块、定姿与控制模块和执行模块进行实施。

由于输入条件和初始条件不同，可能获得的反作用轮功耗不同，因此需要 改变多组参数，获得多组反作用轮动态功耗。针对多组反作用轮动态功耗，以 平均功耗为依据，选取平均功耗最大的一组参数作为复杂机动卫星反作用轮动 态功耗计算依据。

以下给出上述方法的一个实施例以及计算结果。

表1某一电流控制反作用飞轮参数值

基于以上反作用飞轮使用四斜装飞轮组件作为执行机构，X卫星完成机动 控制过程中飞轮的力矩、转速、电功耗及热功耗变化如附图3A～附图3D所示， 分别对应四斜装飞轮组件中四个飞轮在力矩控制指令和转速变化时下的电耗 和热耗变化情况。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通 技术人员，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些 改进和润饰也应视为本发明的保护范围。