基于飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载方法及系统与流程

1.本发明涉及航天器的一种基于飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载方法及系统，属于混合执行机构姿态控制技术领域。


背景技术：

2.随着卫星任务需求呈现多样化趋势，航天器一般需要配置多种执行机构。控制力矩陀螺与飞轮都属于动量交换装置，是航天器姿控系统采用的主要执行机构。同时配置力矩陀螺和飞轮，可发挥各自优势，实现航天器的高性能姿态控制。在环境干扰力矩和轨控干扰力矩的作用下，力矩陀螺或飞轮容易出现饱和，需要针对多执行机构进行卸载，使得飞轮转速或力矩陀螺角动量降低到正常范围。进一步可考虑星体角速度的影响，使得整星角动量保持在一定范围。因此亟待需要提供一种针对配置飞轮和控制力矩陀螺航天器的角动量联合卸载方法。


技术实现要素：

3.本发明的目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种基于飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载方法及系统，通过角动量的联合磁卸载方法，可以避免控制力矩陀螺或飞轮角动量饱和，而且可灵活选择使得执行机构或整星角动量维持在较小范围内，具有一定的工程可实现性。
4.本发明的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的：
5.一种基于飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载方法，包括：
6.根据飞轮当前转速和飞轮惯量计算飞轮待卸载角动量；
7.根据力矩陀螺安装极性、力矩陀螺内转子转速和力矩陀螺当前框架位置计算力矩陀螺待卸载角动量；
8.根据星体惯量和星体惯性角速度计算星体角动量；
9.根据所述飞轮待卸载角动量、力矩陀螺待卸载角动量和星体角动量计算总磁卸载角动量；
10.根据所述总磁卸载角动量计算总磁卸载电流；
11.根据所述总磁卸载电流进行飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载控制。
12.一种基于飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载方法，包括：
13.根据飞轮当前转速和飞轮惯量，计算飞轮待卸载角动量；
14.根据力矩陀螺安装极性、力矩陀螺内转子转速和力矩陀螺当前框架位置计算力矩陀螺待卸载角动量；
15.根据所述飞轮待卸载角动量和力矩陀螺待卸载角动量计算总磁卸载角动量；
16.根据所述总磁卸载角动量计算总磁卸载电流；
17.根据所述总磁卸载电流进行飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载控制。
18.在上述基于飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载方法中，根据所述飞轮当前转
速和飞轮惯量计算飞轮待卸载角动量的方法包括：
19.h
rwx
＝j
rw
spdor
rwx
*pi/30
20.h
rwy
＝j
rw
spdor
rwy
*pi/30
21.h
rwz
＝j
rw
spdor
rwz
*pi/30
22.其中，h
rwx
、h
rwy
、h
rwz
分别为本体坐标系下三个方向的飞轮待卸载角动量；j
rw
为飞轮惯量；spdor
rwi
为三个飞轮当前采集转速；pi为圆周率。
23.在上述基于飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载方法中，根据力矩陀螺安装极性、力矩陀螺内转子转速和力矩陀螺当前框架位置计算力矩陀螺待卸载角动量的方法包括：
[0024][0025]
其中：h
cmgx
、h
cmgy
、h
cmgz
分别为本体坐标系下三个方向的力矩陀螺待卸载角动量；j
cmg
为控制力矩陀螺内转子惯量；posei为采集到的三台控制力矩陀螺外框位置；spdor
cmgi
为采集到的三台控制力矩陀螺内转子转速；pi为圆周率。
[0026]
在上述基于飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载方法中，根据星体惯量和星体惯性角速度计算星体角动量的方法包括：
[0027][0028]
其中，h
x
、hy、hz分别为本体坐标系下三个方向的星体角动量；j为星体惯量；ω
bi
为星体惯性角速度。
[0029]
在上述基于飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载方法中，根据所述飞轮待卸载角动量、力矩陀螺待卸载角动量和星体角动量计算总磁卸载角动量的方法包括：
[0030][0031]
其中，delh为总磁卸载角动量；c
rw
为飞轮安装矩阵，h
rwi
为飞轮待卸载角动量，h
cmgi
为力矩陀螺待卸载角动量，hi为星体角动量。
[0032]
在上述基于飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载方法中，根据所述飞轮待卸载角动量和力矩陀螺待卸载角动量计算总磁卸载角动量的方法包括：
[0033][0034]
其中，delh为总磁卸载角动量；c
rw
为飞轮安装矩阵，h
rwi
为飞轮待卸载角动量，h
cmgi
为力矩陀螺待卸载角动量。
[0035]
在上述基于飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载方法中，根据所述总磁卸载角动量计算总磁卸载电流的方法包括：
[0036]
i_mag＝kmag*(b
×
delh)
[0037]
其中：i_mag为总磁卸载电流，kmag为磁卸载系数，b为磁场基准，delh为总磁卸载角动量。
[0038]
一种基于飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载系统，包括：
[0039]
飞轮待卸载角动量计算模块，根据飞轮当前转速和飞轮惯量，计算飞轮待卸载角动量输出至总磁卸载角动量计算模块；
[0040]
力矩陀螺待卸载角动量计算模块，根据力矩陀螺安装极性、力矩陀螺内转子转速和力矩陀螺当前框架位置计算力矩陀螺待卸载角动量，输出至总磁卸载角动量计算模块；
[0041]
星体角动量计算模块，根据星体惯量和星体惯性角速度计算星体角动量输出至总磁卸载角动量计算模块；
[0042]
总磁卸载角动量计算模块，根据所述飞轮待卸载角动量、力矩陀螺待卸载角动量和星体角动量计算总磁卸载角动量，输出至总磁卸载电流计算模块；
[0043]
总磁卸载电流计算模块，根据所述总磁卸载角动量计算总磁卸载电流，并输出至磁力矩器进行飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载控制。
[0044]
一种基于飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载系统，包括：
[0045]
飞轮待卸载角动量计算模块，根据飞轮当前转速和飞轮惯量，计算飞轮待卸载角动量输出至总磁卸载角动量计算模块；
[0046]
力矩陀螺待卸载角动量计算模块，根据力矩陀螺安装极性、力矩陀螺内转子转速和力矩陀螺当前框架位置计算力矩陀螺待卸载角动量，输出至总磁卸载角动量计算模块；
[0047]
总磁卸载角动量计算模块，根据所述飞轮待卸载角动量和力矩陀螺待卸载角动量计算总磁卸载角动量输出至总磁卸载电流计算模块；
[0048]
总磁卸载电流计算模块，根据所述总磁卸载角动量计算总磁卸载电流，并输出至磁力矩器进行飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载控制。
[0049]
一种基于飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载设备，包括：
[0050]
星载计算机，根据飞轮惯量和串口通信采集的飞轮当前转速计算飞轮待卸载角动量；根据力矩陀螺安装极性、力矩陀螺内转子转速和串口通信采集的力矩陀螺当前框架位置计算力矩陀螺待卸载角动量；根据星体惯量和陀螺采集的星体惯性角速度计算星体角动量；根据所述飞轮待卸载角动量、力矩陀螺待卸载角动量和星体角动量计算总磁卸载角动量；根据所述总磁卸载角动量计算总磁卸载电流，并将所述总磁卸载电流输出至磁力矩器；
[0051]
磁力矩器，根据所述总磁卸载电流进行飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载控制。
[0052]
一种基于飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载设备，包括：
[0053]
星载计算机，根据飞轮惯量和串口通信采集的飞轮当前转速计算飞轮待卸载角动量；根据力矩陀螺安装极性、力矩陀螺内转子转速和串口通信采集的力矩陀螺当前框架位置计算力矩陀螺待卸载角动量；根据所述飞轮待卸载角动量和力矩陀螺待卸载角动量计算总磁卸载角动量；根据所述总磁卸载角动量计算总磁卸载电流，并将所述总磁卸载电流输出至磁力矩器；
[0054]
磁力矩器，根据所述总磁卸载电流进行飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载控制。
[0055]
本发明于与现有技术相比至少包含如下有益效果：
[0056]
(1)、本发明提出一种基于飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载方法，通过计算飞轮待卸载角动量、计算力矩陀螺待卸载角动量、计算星体角动量、计算总磁卸载角动量，从而计算总磁卸载电流，本发明针对采用混合执行机构的航天器，通过设计结算过程将飞轮和力矩陀螺的待卸载量都转换为待卸载角动量，同时考虑星体角动量的影响，将整星角动量控制在一定范围内，解决了基于混合执行机构姿态控制的卸载问题。
[0057]
(2)、本发明通过角动量的联合磁卸载方法，可以避免控制力矩陀螺或飞轮角动量饱和，而且可灵活选择使得执行机构或整星角动量维持在较小范围内，具有一定的工程可实现性。
附图说明
[0058]
图1为本发明基于飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载方法设计流程图。
具体实施方式
[0059]
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：
[0060]
如图1所示为本发明基于飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载方法设计流程图，本发明基于飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载方法具体包括如下步骤：
[0061]
一、根据飞轮当前转速和飞轮惯量计算飞轮待卸载角动量，具体方法如下：
[0062]hrwx
＝j
rw
spdor
rwx
*pi/30
[0063]hrwy
＝j
rw
spdor
rwy
*pi/30
[0064]hrwz
＝j
rw
spdor
rwz
*pi/30
[0065]
其中，h
rwx
、h
rwy
、h
rwz
分别为本体坐标系下三个方向的飞轮待卸载角动量；j
rw
为飞轮惯量；spdor
rwi
为3个飞轮当前采集转速，单位为rpm,pi为圆周率。
[0066]
二、根据力矩陀螺安装极性、力矩陀螺内转子转速和力矩陀螺当前框架位置计算力矩陀螺待卸载角动量，具体方法如下：
[0067][0068]
其中：h
cmgx
、h
cmgy
、h
cmgz
分别为本体坐标系下三个方向的力矩陀螺待卸载角动量；j
cmg
为控制力矩陀螺内转子惯量；posei为采集到的三台控制力矩陀螺外框位置；spdor
cmgi
为采集到的三台控制力矩陀螺内转子转速，单位为rpm。pi为圆周率。
[0069]
三、根据星体惯量和星体惯性角速度计算星体角动量，具体方法如下：
[0070][0071]
其中，h
x
、hy、hz分别为本体坐标系下三个方向的星体角动量，j为星体惯量；ω
bi
为星体惯性角速度，单位为rad/s。
[0072]
四、根据飞轮待卸载角动量、力矩陀螺待卸载角动量和星体角动量计算总磁卸载
角动量，具体方法如下：
[0073][0074]
其中，delh为总磁卸载角动量，c
rw
为不同飞轮/cmg控制模式下的飞轮安装矩阵，h
rwi
为飞轮待卸载角动量，h
cmgi
为力矩陀螺待卸载角动量，hi为星体角动量，k可注数选择为执行机构角动量卸载或整星角动量卸载，k取值为0或1。
[0075]
五、根据总磁卸载角动量计算总磁卸载电流，具体方法如下：
[0076]
i_mag＝kmag*(b
×
delh)
[0077]
其中：i_mag为总磁卸载电流，kmag为磁卸载系数，b为磁场基准，delh为总磁卸载角动量。
[0078]
六、根据总磁卸载电流进行飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载控制。
[0079]
本发明提供一种基于飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载系统，包括：
[0080]
飞轮待卸载角动量计算模块，根据飞轮当前转速和飞轮惯量，计算飞轮待卸载角动量输出至总磁卸载角动量计算模块；
[0081]
力矩陀螺待卸载角动量计算模块，根据力矩陀螺安装极性、力矩陀螺内转子转速和力矩陀螺当前框架位置计算力矩陀螺待卸载角动量，输出至总磁卸载角动量计算模块；
[0082]
星体角动量计算模块，根据星体惯量和星体惯性角速度计算星体角动量输出至总磁卸载角动量计算模块；
[0083]
总磁卸载角动量计算模块，根据所述飞轮待卸载角动量、力矩陀螺待卸载角动量和星体角动量计算总磁卸载角动量，输出至总磁卸载电流计算模块；
[0084]
总磁卸载电流计算模块，根据所述总磁卸载角动量计算总磁卸载电流，并输出至磁力矩器进行飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载控制。
[0085]
本发明还提供另外一种基于飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载系统，包括：
[0086]
飞轮待卸载角动量计算模块，根据飞轮当前转速和飞轮惯量，计算飞轮待卸载角动量输出至总磁卸载角动量计算模块；
[0087]
力矩陀螺待卸载角动量计算模块，根据力矩陀螺安装极性、力矩陀螺内转子转速和力矩陀螺当前框架位置计算力矩陀螺待卸载角动量，输出至总磁卸载角动量计算模块；
[0088]
总磁卸载角动量计算模块，根据所述飞轮待卸载角动量和力矩陀螺待卸载角动量计算总磁卸载角动量输出至总磁卸载电流计算模块；
[0089]
总磁卸载电流计算模块，根据所述总磁卸载角动量计算总磁卸载电流，并输出至磁力矩器进行飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载控制。
[0090]
本发明提供一种基于飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载设备，包括：
[0091]
星载计算机，根据飞轮惯量和串口通信采集的飞轮当前转速计算飞轮待卸载角动量；根据力矩陀螺安装极性、力矩陀螺内转子转速和串口通信采集的力矩陀螺当前框架位置计算力矩陀螺待卸载角动量；根据星体惯量和陀螺采集的星体惯性角速度计算星体角动量；根据所述飞轮待卸载角动量、力矩陀螺待卸载角动量和星体角动量计算总磁卸载角动量；根据所述总磁卸载角动量计算总磁卸载电流，并将所述总磁卸载电流输出至磁力矩器；
[0092]
磁力矩器，根据所述总磁卸载电流进行飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载控
制。
[0093]
本发明还提供另外一种基于飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载设备，包括：
[0094]
星载计算机，根据飞轮惯量和串口通信采集的飞轮当前转速计算飞轮待卸载角动量；根据力矩陀螺安装极性、力矩陀螺内转子转速和串口通信采集的力矩陀螺当前框架位置计算力矩陀螺待卸载角动量；根据所述飞轮待卸载角动量和力矩陀螺待卸载角动量计算总磁卸载角动量；根据所述总磁卸载角动量计算总磁卸载电流，并将所述总磁卸载电流输出至磁力矩器；
[0095]
磁力矩器，根据所述总磁卸载电流进行飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载控制。
[0096]
本发明通过角动量的联合磁卸载方法，可以避免控制力矩陀螺或飞轮角动量饱和，而且可灵活选择使得执行机构或整星角动量维持在较小范围内，具有一定的工程可实现性。
[0097]
实施例1
[0098]
本实例中配置3台力矩陀螺和3台飞轮；其中两个力矩陀螺分别沿y轴和z轴安装，另外一个陀螺在yoz面内45
°
斜装；3台飞轮沿飞行器三轴正装。
[0099]
步骤一、计算飞轮待卸载角动量
[0100]
根据飞轮当前转速和飞轮惯量，计算飞轮对应的待卸载角动量。具体方法如下：
[0101]hrwx
＝j
rw
spdor
rwx
*pi/30
[0102]hrwy
＝j
rw
spdor
rwy
*pi/30
[0103]hrwz
＝j
rw
spdor
rwz
*pi/30
[0104]
其中，j
rw
为飞轮惯量，15nms飞轮对应的惯量为0.0409kgm2；spdor
rwi
为3个飞轮当前采集转速，单位为rpm。
[0105]
步骤二、计算力矩陀螺待卸载角动量
[0106]
根据力矩陀螺安装极性、力矩陀螺内转子转速、力矩陀螺当前框架位置，计算力矩陀螺对应的卸载磁电流。具体方法如下：
[0107][0108]
其中：j
cmg
为控制力矩陀螺内转子惯量，25nms力矩陀螺对应的惯量为0.039788735772974kgm2；posei为采集到的三台控制力矩陀螺外框位置，单位为rad；spdor
cmgi
为采集到的三台控制力矩陀螺内转子转速，单位为rpm。
[0109]
步骤三、计算星体角动量
[0110]
根据星体惯量和星体惯性角速度计算星体对应的角动量。具体方法如下：
[0111][0112]
其中，j为星体惯量；ω
bi
为星体惯性角速度，单位为rad/s。
[0113]
步骤四、计算总磁卸载角动量
[0114]
总磁卸载角动量为飞轮待卸载角动量、力矩陀螺待卸载角动量和星体角动量的综合值。具体方法如下：
[0115][0116]
其中，c
rw
为不同飞轮/cmg控制模式下的飞轮安装矩阵，h
rwi
为飞轮待卸载角动量，h
cmgi
为力矩陀螺待卸载角动量，hi为星体角动量。
[0117]
步骤五、计算总磁卸载电流
[0118]
根据总磁卸载角动量和磁场强度，计算总磁卸载电流。具体方法如下：
[0119]
i_mag＝kmag*(b
×
delh)
[0120]
其中：kmag为磁卸载系数，b为磁场基准，delh为总磁卸载角动量。
[0121]
实施例2
[0122]
本实例中配置3台力矩陀螺和3台飞轮；其中两个力矩陀螺分别沿y轴和z轴安装，另外一个陀螺在yoz面内45
°
斜装；3台飞轮沿飞行器三轴正装。
[0123]
步骤一、计算飞轮待卸载角动量
[0124]
根据飞轮当前转速和飞轮惯量，计算飞轮对应的待卸载角动量。具体方法如下：
[0125]hrwx
＝j
rw
spdor
rwx
*pi/30
[0126]hrwy
＝j
rw
spdor
rwy
*pi/30
[0127]hrwz
＝j
rw
spdor
rwz
*pi/30
[0128]
其中，j
rw
为飞轮惯量，15nms飞轮对应的惯量为0.0409kgm2；spdor
rwi
为3个飞轮当前采集转速，单位为rpm。
[0129]
步骤二、计算力矩陀螺待卸载角动量
[0130]
根据力矩陀螺安装极性、力矩陀螺内转子转速、力矩陀螺当前框架位置，计算力矩陀螺对应的卸载磁电流。具体方法如下：
[0131][0132]
其中：j
cmg
为控制力矩陀螺内转子惯量，25nms力矩陀螺对应的惯量为0.039788735772974kgm2；posei为采集到的三台控制力矩陀螺外框位置，单位为rad；spdor
cmgi
为采集到的三台控制力矩陀螺内转子转速，单位为rpm。
[0133]
步骤三、计算总磁卸载角动量
[0134]
总磁卸载角动量为飞轮待卸载角动量和力矩陀螺待卸载角动量的综合值。具体方法如下：
[0135][0136]
其中，c
rw
为不同飞轮/cmg控制模式下的飞轮安装矩阵，h
rwi
为飞轮待卸载角动量，h
cmgi
为力矩陀螺待卸载角动量。
[0137]
步骤四、计算总磁卸载电流
[0138]
根据总磁卸载角动量和磁场强度，计算总磁卸载电流。具体方法如下：
[0139]
i_mag＝kmag*(b
×
delh)
[0140]
其中：kmag为磁卸载系数，b为磁场基准，delh为总磁卸载角动量。
[0141]
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方法，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。

技术特征：
1.一种基于飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载方法，其特征在于，包括：根据飞轮当前转速和飞轮惯量计算飞轮待卸载角动量；根据力矩陀螺安装极性、力矩陀螺内转子转速和力矩陀螺当前框架位置计算力矩陀螺待卸载角动量；根据星体惯量和星体惯性角速度计算星体角动量；根据所述飞轮待卸载角动量、力矩陀螺待卸载角动量和星体角动量计算总磁卸载角动量；根据所述总磁卸载角动量计算总磁卸载电流；根据所述总磁卸载电流进行飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载控制。2.一种基于飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载方法，其特征在于，包括：根据飞轮当前转速和飞轮惯量，计算飞轮待卸载角动量；根据力矩陀螺安装极性、力矩陀螺内转子转速和力矩陀螺当前框架位置计算力矩陀螺待卸载角动量；根据所述飞轮待卸载角动量和力矩陀螺待卸载角动量计算总磁卸载角动量；根据所述总磁卸载角动量计算总磁卸载电流；根据所述总磁卸载电流进行飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载控制。3.根据权利要求1或2所述的基于飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载方法，其特征在于，根据所述飞轮当前转速和飞轮惯量计算飞轮待卸载角动量的方法包括：h
rwx
＝j
rw
spdor
rwx
*pi/30h
rwy
＝j
rw
spdor
rwy
*pi/30h
rwz
＝j
rw
spdor
rwz
*pi/30其中，h
rwx
、h
rwy
、h
rwz
分别为本体坐标系下三个方向的飞轮待卸载角动量；j
rw
为飞轮惯量；spdor
rwi
为三个飞轮当前采集转速；pi为圆周率。4.根据权利要求1或2所述的基于飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载方法，其特征在于，根据力矩陀螺安装极性、力矩陀螺内转子转速和力矩陀螺当前框架位置计算力矩陀螺待卸载角动量的方法包括：其中：h
cmgx
、h
cmgy
、h
cmgz
分别为本体坐标系下三个方向的力矩陀螺待卸载角动量；j
cmg
为控制力矩陀螺内转子惯量；pose
i
为采集到的三台控制力矩陀螺外框位置；spdor
cmgi
为采集到的三台控制力矩陀螺内转子转速；pi为圆周率。5.根据权利要求1所述的基于飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载方法，其特征在于，根据星体惯量和星体惯性角速度计算星体角动量的方法包括：其中，h
x
、h
y
、h
z
分别为本体坐标系下三个方向的星体角动量；j为星体惯量；ω
bi
为星体
惯性角速度。6.根据权利要求1所述的基于飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载方法，其特征在于，根据所述飞轮待卸载角动量、力矩陀螺待卸载角动量和星体角动量计算总磁卸载角动量的方法包括：其中，delh为总磁卸载角动量；c
rw
为飞轮安装矩阵，h
rwi
为飞轮待卸载角动量，h
cmgi
为力矩陀螺待卸载角动量，h
i
为星体角动量。7.根据权利要求2所述的基于飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载方法，其特征在于，根据所述飞轮待卸载角动量和力矩陀螺待卸载角动量计算总磁卸载角动量的方法包括：其中，delh为总磁卸载角动量；c
rw
为飞轮安装矩阵，h
rwi
为飞轮待卸载角动量，h
cmgi
为力矩陀螺待卸载角动量。8.根据权利要求1或2所述的基于飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载方法，其特征在于，根据所述总磁卸载角动量计算总磁卸载电流的方法包括：i_mag＝kmag*(b
×
delh)其中：i_mag为总磁卸载电流，kmag为磁卸载系数，b为磁场基准，delh为总磁卸载角动量。9.一种基于飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载系统，其特征在于，包括：飞轮待卸载角动量计算模块，根据飞轮当前转速和飞轮惯量，计算飞轮待卸载角动量输出至总磁卸载角动量计算模块；力矩陀螺待卸载角动量计算模块，根据力矩陀螺安装极性、力矩陀螺内转子转速和力矩陀螺当前框架位置计算力矩陀螺待卸载角动量，输出至总磁卸载角动量计算模块；星体角动量计算模块，根据星体惯量和星体惯性角速度计算星体角动量输出至总磁卸载角动量计算模块；总磁卸载角动量计算模块，根据所述飞轮待卸载角动量、力矩陀螺待卸载角动量和星体角动量计算总磁卸载角动量，输出至总磁卸载电流计算模块；总磁卸载电流计算模块，根据所述总磁卸载角动量计算总磁卸载电流，并输出至磁力矩器进行飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载控制。10.一种基于飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载系统，其特征在于，包括：飞轮待卸载角动量计算模块，根据飞轮当前转速和飞轮惯量，计算飞轮待卸载角动量输出至总磁卸载角动量计算模块；力矩陀螺待卸载角动量计算模块，根据力矩陀螺安装极性、力矩陀螺内转子转速和力矩陀螺当前框架位置计算力矩陀螺待卸载角动量，输出至总磁卸载角动量计算模块；
总磁卸载角动量计算模块，根据所述飞轮待卸载角动量和力矩陀螺待卸载角动量计算总磁卸载角动量输出至总磁卸载电流计算模块；总磁卸载电流计算模块，根据所述总磁卸载角动量计算总磁卸载电流，并输出至磁力矩器进行飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载控制。11.一种基于飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载设备，其特征在于，包括：星载计算机，根据飞轮惯量和串口通信采集的飞轮当前转速计算飞轮待卸载角动量；根据力矩陀螺安装极性、力矩陀螺内转子转速和串口通信采集的力矩陀螺当前框架位置计算力矩陀螺待卸载角动量；根据星体惯量和陀螺采集的星体惯性角速度计算星体角动量；根据所述飞轮待卸载角动量、力矩陀螺待卸载角动量和星体角动量计算总磁卸载角动量；根据所述总磁卸载角动量计算总磁卸载电流，并将所述总磁卸载电流输出至磁力矩器；磁力矩器，根据所述总磁卸载电流进行飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载控制。12.一种基于飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载设备，其特征在于，包括：星载计算机，根据飞轮惯量和串口通信采集的飞轮当前转速计算飞轮待卸载角动量；根据力矩陀螺安装极性、力矩陀螺内转子转速和串口通信采集的力矩陀螺当前框架位置计算力矩陀螺待卸载角动量；根据所述飞轮待卸载角动量和力矩陀螺待卸载角动量计算总磁卸载角动量；根据所述总磁卸载角动量计算总磁卸载电流，并将所述总磁卸载电流输出至磁力矩器；磁力矩器，根据所述总磁卸载电流进行飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载控制。

技术总结
本发明涉及一种基于飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载方法及系统，包括如下步骤：计算飞轮待卸载角动量；计算力矩陀螺待卸载角动量；计算星体角动量；计算总磁卸载角动量；计算总磁卸载电流；根据总磁卸载电流进行飞轮和控制力矩陀螺角动量的联合卸载控制；与现有技术相比，本发明针对采用混合执行机构的航天器，将飞轮和力矩陀螺的待卸载量都转换为待卸载角动量，同时考虑星体角动量的影响，将整星角动量控制在一定范围内，该方法解决了基于混合执行机构姿态控制的卸载问题，具有较好的工程可实现性。程可实现性。程可实现性。


技术研发人员：朱文山 郭雯婷 张誉馨
受保护的技术使用者：上海航天控制技术研究所
技术研发日：2023.02.03
技术公布日：2023/6/14