CN100451898C - 微小卫星的姿态控制方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种微小卫星的姿态控制方法及系统，为航天卫星设计领域提供了一种新型的低功耗、小尺寸、高可靠性的微小型卫星三轴稳定姿态控制系统。本发明采用以磁力矩器主动磁控为主，结合重力梯度杆与动量轮偏置稳定的控制系统作为卫星姿态稳定平台；突破了传统磁控平台对陀螺的依赖，采用Minus-Bdot等主动磁控实现卫星入轨快速捕获，通过在轨实测表明达到国际同类系统的技术水平；发明采用时分复用的方法，解决了磁测与磁控的磁场干扰问题；根据地球磁场特性，设计了卫星章动与进动的分区控制，优化了的平台的稳定收敛效果；通过定姿算法重构，减少了硬件备份，减轻了系统重量，降低了功耗，提高了系统的可重构性及可靠性。

Description

微小卫星的姿态控制方法及系统

技术领域

本发明隶属于航天器控制技术研究领域。尤其涉及微小卫星平台的轻小型化、低功耗、长寿命、高可靠的姿态控制技术领域，特别涉及一种微小卫星的姿态控制方法及系统。该控制方法以及该方法所采用的姿态控制系统可广泛应用于同类型的低轨道、中精度通信小卫星。

背景技术

小卫星在许多领域具有广泛的应用前景，备受世界各国青睐。姿态控制方法及系统是小卫星技术的研究核心，它的主要任务是在卫星各工作阶段对其进行姿态控制，确保姿态指向精度，为卫星的安全飞行提供重要保障。姿控系统性能直接影响着小卫星的成败，它已成为国际航天领域的研究焦点，许多国家都投入大量经费及研究力量对此技术进行攻关并已取得多项研究成果。目前小卫星姿态控制系统的发展趋势是轻小型化、低功耗、长寿命、可重构、利用最少的资源配置保证系统安全、可靠。

发明内容

本发明的目的在于提供一种适合小卫星平台的能耗低，采用的控制系统重量轻、体积小、可靠性高、成本低的微小卫星的姿态控制方法。

本发明的目的可以通过以下技术方案来实现：

微小卫星的姿态控制方法，其特征在于：所述姿态控制方法采用主动磁控与重力梯度加偏置动量稳定相结合的方式对卫星的姿态进行控制，首先利用姿态测量单机对卫星姿态变化进行测量，然后根据姿态测量单机测量结果及卫星所处空间环境，选用定姿算法，得到卫星姿态信息，此信息经姿控软件计算可得到各执行机构的驱动信号，最终即可通过执行机构完成对卫星姿态的控制；所述姿态控制方法包含根据地磁场变化情况完成了卫星速率阻尼和章动阻尼控制算法；通过对力矩冲量矩作用效果的估算及对角度信息的非线性分区设计的非线性磁控算法以及根据地磁特性及控制原则合理分段来抑制磁控章动阻尼和进动控制间的相互影响算法。

本发明的系统由姿态测量单机、姿态控制执行机构以及运行控制算法的控制器组成，控制器的输入端接姿态测量单机，输出端接姿态控制执行机构；所述姿态测量单机包括磁强计、太阳敏感器和红外地平仪，执行机构包括磁力矩器、偏置动量轮和重力梯度杆，控制器由Inter 80C86～80386级的控制芯片和外围电路组成。

本发明的微小卫星的姿态控制系统性能指标如下：

指向精度：俯仰、滚动＜5°；偏航＜8°

姿态测量精度：俯仰、滚动、偏航：2°

姿控分系统总质量：14.5kg；

姿控分系统平均功耗：7W；

姿控分系统工作寿命：2年

捕获控制时间：300分钟建立稳态(初始分离偏差为3.0/s)

本发明的微小卫星的姿态在卫星入轨后的工作模式及工作流程为：

(1)消除星箭分离引起的初始扰动

利用卫星本体所处磁场的变化情况间接敏感卫星角速率变化，同时磁力矩器对俯仰轴角速率，滚动轴及偏航轴的章动角速率进行阻尼。

(2)磁控地心捕获

速率阻尼完成后，利用磁控方法实施地心捕获，使卫星能够满足伸杆条件。

(3)打开重力梯度杆

卫星捕获地心后，姿控系统发出伸杆指令，重力梯度杆打开。本发明的姿控系统采用磁力矩器控制及动量轮控制相结合的方法阻尼重力梯度杆伸展后卫星的天平动，另外，如果偏置动量轮转速饱和，还可使用磁力矩器对其进行卸载。

(4)稳态工作

由于轨道进动及干扰力矩的影响，仍需对卫星进行天平动阻尼，进动控制(赤道附近)及章动阻尼(极区附近)。

(5)故障模式

提出了不同敏感器及执行机构故障时的相应处理对策，此模式贯穿于正常姿控模式中，并与其形成一个有机整体。

本发明的微小卫星的姿态控制系统在国内首次大胆采用了主动磁控为主的重力梯度稳定与动量轮偏置稳定相结合的方案，实现了卫星入轨后的快速捕获，确保了卫星运行时具有稳定的对地指向，其综合性能达到国际同类系统的技术水平。

本发明与国内外同类技术比较有如下积极效果：

1、国内卫星通常采用角速率敏感器及喷气装置实现姿态的快速捕获。考虑到小卫星所具有“低成本、低功耗”特点，本发明的系统并未采纳上述姿控方案，而是在国内首次大胆地采用了以主动磁控为主，结合重力梯度稳定和动量轮偏置稳定的控制方案，并在“创新一号”小卫星上得到成功应用。

2、国外采用主动磁控方法实现同类型小卫星姿态捕获，通常需要几轨到十几轨时间。而本系统巧妙地利用了磁强计信息，在偏置稳定的前提下，通过主动磁控实现了对卫星姿态的快速捕获及其三轴稳定控制，采用本发明研制的姿态控制系统的“创新-1”小卫星在不到一轨时间即完成了入轨姿态捕获，其性能与国外同类卫星相当。

3、通常，国内卫星姿控系统中的磁力矩器主要用于动量轮卸载及章动、进动控制，较少作为卫星姿态的主要控制手段，本发明基于磁力矩器无机械活动部件、性能稳定、功耗低等优点以及小卫星低功耗、轻小型化及高可靠性等特点，创新性地将卫星三轴主动磁控与偏置动量稳定结合起来，成功地实现了对卫星姿态的准确快速控制。

本发明的系统以磁控为主要控制手段，其系统质量仅为14.5kg、平均功耗为7W，具有轻小型化、低功耗、低成本、长寿命、高可靠性等的特点，完全符合目前国际小卫星发展的技术要求，“创新一号”的工作情况充分验证了本系统的综合指标已达到国际同类系统的技术水平。

本发明的姿态控制系统成功应用于“创新一号”小卫星，系统工作正常，性能良好，指向精度满足并优于设计指标。星箭分离后，在不到一轨时间即快速、平稳地完成了对地快速捕获，成功伸展了重力梯度杆，完全按照设计要求实现了卫星的捕获和稳态控制。

本发明提出的控制系统设计方案在我国自行研制的首颗100kg以下微小卫星--“创新-1”中的成功应用为我国小卫星姿控平台研究提出了新的发展方向。本方案中系统重构、时分复用磁测控等关键技术的研究为小卫星姿态控制系统的设计提供了极其重要的参考。

本发明以主动磁控为主的控制方案具有能耗低、重量轻、体积小、可靠性高、成本低等优点，完全符合小卫星“快、好、省”的发展原则，它将在中低轨道通信小卫星及星座的研究中具有非常广阔的工程应用前景。

本发明中成功运用的各项关键技术及创新设计思想均能推广到多种空间飞行器的姿态控制系统设计中。如主动控制与被动稳定相结合的思想；系统出现故障时的软、硬件重构技术；低功耗、低成本设计理念等均对航天器姿态控制系统的研制具有重要的借鉴意义，积极推进了我国高性能现代航天技术的发展。

“创新一号”小卫星是首颗由我国完全自主设计与研制的重量低于100公斤的存储转发通信小卫星。“创新一号”的研制开始于1999年3月，2003年10月21日在太原发射中心成功发射，在轨测试及长期运行情况表明，小卫星姿态控制平台稳定可靠，整星工作正常，性能指标满足设计要求。“创新一号”已于2004年2月19日通过了中科院组织的项目验收。

附图说明

下面结合附图和具体实施方式来进一步说明本发明。

图1为本发明微小卫星的姿态控制系统基本工作原理示意图。

图2为本发明微小卫星的姿态控制系统组成原理图。

图3为本发明微小卫星的姿态控制系统定姿优先级示意图

图4为本发明微小卫星的姿态控制系统解决磁测与磁控相互干扰的控制时序示意图。

图5为本发明微小卫星的姿态控制系统的磁测与磁控的时序流示意图。

图6为本发明微小卫星的姿态控制系统工作的详细算法流程图。

具体实施方式

参看附图，其微小卫星的姿态控制方法，首先利用姿态测量单机对卫星姿态变化进行测量，然后根据姿态测量单机测量结果及卫星所处空间环境，选用适当定姿算法，得到卫星姿态信息，此信息经姿控软件计算可得到各执行机构的驱动信号，最终即可通过执行机构完成对卫星姿态的控制。

上述微小卫星的姿态控制方法所采用的系统由姿态测量单机、姿态控制执行机构以及运行控制算法的控制器组成，控制器的输入端接姿态测量单机，输出端接姿态控制执行机构；所述姿态测量单机包括磁强计、太阳敏感器和红外地平仪，执行机构包括磁力矩器、偏置动量轮和重力梯度杆，控制器由Inter 80C86～80386级的控制芯片和外围电路组成。

下面具体详细描述本发明。

本发明的主要技术实施方式包括：

(1)磁力矩器主动磁控、重力梯度杆加偏置动量轮相结合的系统组成方案

本发明提出采用主动磁控、重力梯度、偏置动量稳定三者相结合的设计方案，它具有低成本、轻小型化及高可靠性等特点，将卫星姿态主动控制与被动稳定有机地结合起来，可以极大地提高整个系统可靠性，非常适用于小卫星的姿态控制。主动磁控充分利用磁力矩器无机械活动部件、性能稳定、功耗低等优点，确保了系统的灵活性、稳定性及长寿命；动量轮地面起旋，其偏置动量约束了卫星的初始姿态、降低磁控的复杂性。

具体包括：

a)重力梯度杆

重力梯度杆机构是实现卫星长寿命的主要部件之一，利用伸杆机构使端质量与星体形成沿卫星纵轴与横轴之间大的惯量差，从而可利用卫星重力梯度力矩和离心力的共同作用，使最小惯量轴保持指向地心，以保证卫星对地的指向。主要指标为：

端质量3.3kg

伸杆长度：6m

伸杆速度：1.129m/s。

b)磁力矩器

星上重要的主动控制部件，由3根磁棒及其功放电路组成，在磁棒线圈中通过电流产生可控磁矩，与地磁场作用，产生三轴的控制力矩。技术指标：额定通电磁矩：5±0.5A.m²。

c)微型偏置动量轮

在卫星捕获段时保持额定的转速，提供卫星滚动和偏航轴稳定的惯性力矩，并可在稳态时微调转速，提供俯仰控制力矩。主要指标：

中心角动量：1.0N.m.s，

动量控制范围：1±0.2N.m.s

中心转速：4000rpm，转速范围：3200～4800rpm

输出力矩：0.02～0.05N.m。

d)三轴磁强计

三轴磁强计用于在轨测量卫星本体坐标系下三轴磁场矢量强度，根据定姿算法以确定卫星的三轴姿态。主要指标：

量程(X、Y、Z轴)：-50000nT～+50000nT

分辨率：2nT。

e)模拟太阳敏感器

模拟太阳敏感器安装在卫星的对太阳面上，通过测量敏感器平面与太阳矢量之间的夹角，得到卫星本体相对太阳矢量的夹角，进而与磁强计联合确定卫星的姿态。

主要指标：

角度分辨率：优于0.3°

测量精度：2°。

f)静态红外地平仪

静态红外地平仪通过测量地球与太空的边界确定小卫星的俯仰轴和滚动轴的姿态角，为小卫星提供可靠的物理基准。技术指标：

测量角范围：±10°

测量精度：1°。

(2)无陀螺等角速率测量器件下的姿态控制方法

卫星姿态控制通常需要姿态角速率信息，但考虑到小卫星的任务要求及小卫星简化系统、节省资源的研制原则，本发明在没有角速率测量器件前提下实现了小卫星的姿态控制，具体技术实现包括：

a)根据地磁场变化情况完成了卫星速率阻尼和章动阻尼控制

磁强计所测磁场变化

由卫星飞行的轨道位置变化引起的一个采样周期内地磁场变化

量是极小的，较A/D精度小一个量级，可以忽略。

就反映了所以可以通过控制

的方法达到控制角速率的目的。根据磁场变化率即B_xdot的符号施加磁矩

控制磁矩 ${\stackrel{\→}{P}}_b=\left|\begin{array}{c}{P}_{\mathrm{bx}}\\ P_{\mathrm{by}}\\ P_{\mathrm{bz}}\end{array}\right|=\left|\begin{array}{c}-P_0\mathrm{sign}\left(B_{\mathrm{xdot}}\right)\\ 0\\ -P_0\mathrm{sign}\left(B_{\mathrm{zdot}}\right)\end{array}\right|+\left|\begin{array}{c}0\\ -P_0\mathrm{sign}\left(B_{\mathrm{ydot}}\right)\\ 0\end{array}\right|$

式中，P₀-磁力矩器产生的最大额定磁矩；

-所施加的控制磁；

B_xdot，B_zdot-地磁在本体坐标系滚动轴和偏航轴方向分量的变化率，它们反映了卫星在俯仰轴方向的角速率变化。

B_ydot-地磁在本体坐标系俯仰轴方向分量的变化率，它们反映了卫星在滚动轴和偏航轴方向的角速率变化。

b)通过对力矩冲量矩作用效果的估算及对角度信息的非线性分区设计非线性磁控算法，高效、可靠地实现卫星地心捕获及天平动阻尼；θ为待控的卫星俯仰角。

原理上一个控制周期便可以完全收敛，但在工程实施中，由于地磁场大小是时变的，在θ_max/2两边引起力矩不平衡，会带来不理想的结果。所以需要结合地磁和磁力矩，在分幅时，同时考虑角动量定理

$M=\frac{\mathrm{dh}}{\mathrm{dt}}=I\frac{\mathrm{d\ω}}{\mathrm{dt}}$

积分得到

$\mathrm{I\θ}={\∫}_0^{t_1}\mathrm{Mdt}$

选择合适的时间t₁使 ${\mathrm{\θ}}_{t_1}={\mathrm{\θ}}_{\max }/2,$ 之后施加另一周期的控制。

c)根据地磁特性及控制原则合理分段，抑制了磁控章动阻尼和进动控制间的相互影响，优化了章动阻尼和进动控制的收敛效果。

利用磁强计信息，在赤道附近进行进动控制，在两极进行章动阻尼，见附图5章动、进动分区图。

III区-- $\left|B_Z\right|\≥\sqrt{3}\×\left|B_X\right|$ 区(在地球的两极附近)，实施章动阻尼，Tx＞＞Tz，主要控制滚动角φ。

I区、II区-- $\left|B_X\right|\&GreaterEqual;\sqrt{3}\&times;\left|B_Z\right|$ 和 $\frac{1}{\sqrt{3}}\left|B_Z\right|\&le;\left|B_X\right|<\sqrt{3}\&times;\left|B_Z\right|$ 两区(接近赤道)，实施进动控制。

(3)以地磁测量为主的多模式姿态确定技术

本发明以三轴磁强计为主姿态敏感器，结合太阳敏感器、红外地平仪组成多种定姿模式，各模式间相互备份，有效保证了系统的可靠性。其中，磁强计与小型太阳敏感器结合并采用简化QUEST双矢量定姿算法；磁强计与红外地平仪组合可进一步提高系统定姿精度。定姿算法的优先顺序参见附图3。

首先在速率阻尼段和伸杆段不需要定姿，其他情况下，首先考虑定姿精度较高的地平仪，然后是双矢量定姿，若地平仪数据无效(包含地平仪故障)且又在地影区则只能采用纯磁测的一维定姿。

(4)有效地解决了磁测与磁控的相互干扰

本发明同时采用了磁测与磁控技术，两者同时工作很容易产生相互干扰，影响定姿精度。因此，本发明中采用了时分复用技术，将每个采用周期分为两个子周期，保证磁强计采样在磁力矩器消磁之后进行，通过对磁测、磁控、轨道预报及姿态计算的巧妙安排，有效地解决了磁控与磁测间的相互干扰，同时也明显减少了本系统对星上计算资源的占用，详细时序流图参见附图4和附图5。

(5)故障模式下的系统重构技术

本发明的设计中采用了系统重构技术，当卫星姿态控制系统发生故障时，其工作模式可以进行重构，从正常模式迅速转为故障模式，并采用相应的应对措施，最大限度地提高了系统的鲁棒性与可靠性。本发明考虑的主要故障模式及相应系统重构方式如下：

a)重力杆故障--本系统从正常模式自动进入故障模式，故障解除后恢复正常模式；

b)敏感器故障--多种备份定姿模式间进行切换；

c)动量轮故障--经星上自主判断后，本系统转入注入模式，由地面注入程序代码进行遥控。

Claims (3)

1、微小卫星的姿态控制方法，其特征在于：所述姿态控制方法采用主动磁控与重力梯度加偏置动量稳定相结合的方式对卫星的姿态进行控制，首先利用姿态测量单机对卫星姿态变化进行测量，然后根据姿态测量单机测量结果及卫星所处空间环境，选用定姿算法，得到卫星姿态信息，此信息经姿控软件计算可得到各执行机构的驱动信号，最终即可通过执行机构完成对卫星姿态的控制；所述姿态控制方法包含根据地磁场变化情况完成了卫星速率阻尼和章动阻尼控制算法；通过对力矩冲量矩作用效果的估算及对角度信息的非线性分区设计的非线性磁控算法以及根据地磁特性及控制原则合理分段来抑制磁控章动阻尼和进动控制间的相互影响算法。

2、如权利要求1所述的姿态控制方法，其特征在于：以三轴磁强计为主姿态敏感器，结合太阳敏感器、红外地平仪组成多种定姿模式，各模式间相互备份。

3、如权利要求1所述的姿态控制方法，其特征在于：采用时分复用方法，将每个采用周期分为两个子时间段，使磁强计采样在磁力矩器消磁之后进行。

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