CN101576750A - 航天器的姿态跟踪控制系统及方法 - Google Patents

Abstract

本发明揭示一种航天器的姿态跟踪控制系统及方法，所述系统包括：姿态测量部件、姿态控制器、控制执行部件；姿态测量部件用以获取航天器的姿态信息，输出与姿态参数成函数关系的信号；姿态控制器用以根据所述姿态测量部件获取的信息和制导指令按设定控制规律进行运算、校正和放大并输出控制信号至控制执行部件；控制执行部件包括磁力矩器、偏置动量轮、斜开关控制单元；所述斜开关控制单元用以控制偏置动量轮的转速控制量。本发明巧妙实现了星体俯仰轴的快速控制能力，同时不要求使用高精度复杂陀螺仪表，显著降低系统对角速度信息的依赖。

Description

航天器的姿态跟踪控制系统及方法

技术领域

本发明属于航天器控制技术研究领域，涉及一种航天器的姿态跟踪控制系统及方法，尤其涉及一种适用于偏置动量小卫星的新型姿态跟踪控制系统及方法。

背景技术

从上世纪九十年代起，微小型应用卫星，成为航天技术的研究热点，在众多领域展现出广泛的应用前景。

卫星的姿态控制系统，是卫星系统的核心组成部分，其技术水平直接决定卫星能够承担的应用任务和实现的在轨功能，如通信、成像、探测、空间编队、伴随飞行等等。为了正确、高效、可靠的完成这些任务，要求将卫星姿态正确的定向在给定的空间方向上，或者是保证星上有效载荷对空间的特定目标定向、跟踪或扫描。

对于要求快速姿态机动或跟踪能力的现代小卫星，姿控系统通常采用下列方案实现：

第一种方案是借鉴传统卫星的技术途径，采用“三轴反作用轮控制为主、磁控手段辅助”构成姿态控制系统，尽管控制能力得以保证，但由于需同时采用3台或4台反作用轮，单台重量约数公斤；同时，常规轮控方法要求精确的星体角速度信息，要求系统中必须采用较高精度水平的陀螺仪表作为测量部件配合工作。基于上述两方面原因，造成姿控系统质量大、功耗水平高、复杂度高、成本高、研发周期长，整星的功能密度难以提高。

第二种方案是采用喷气推力控制器，利用高速喷射工质实现动量交换而获得控制力矩，维持卫星姿态的空间指向。限于当前技术水平，适用于小卫星平台的姿控推进系统并不多，主要采用冷气系统实现。由于管路系统设计复杂，且必须采用精密加工工艺以适应小卫星平台，研制成本高、周期长。由于喷口阀门为可动部件，一旦出现闭合失效，则工质很快泄露，因而可靠性低是喷气控制方案的第二个缺点。另外，喷气推力系统工质有限，全部消耗后则系统失效，因而不适宜长期工作，仅能应用于在轨寿命较短的小卫星任务。

第三种方案是采用偏置动量系统，仅在俯仰方向安装一个恒定转速的偏置动量轮，依赖高速转动轮体的定轴性，使星体沿轨道面法线方向获得指向稳定能力和强抗干扰能力，在滚动和俯仰方向以磁力矩器实现控制稳定。该方案实现的控制系统组成简单，质量和功耗均较低，但缺点是：偏置动量轮只起稳定作用，其内部通常无限流环节，调速和力矩输出特性为短时尖峰性质，难以实现有效的姿态调节，应用效率低，姿态稳定精度不高；磁力矩器系统的控制力矩小，姿态稳定和机动控制能力较弱，不能适应大范围快速姿态跟踪应用需求。

传统基于反作用轮的姿态控制系统，多采用比例-积分-微分(简称PID)控制方法，控制回路结构原理如图1所示，控制律设计如公式(1a-1c)所示。

e(t)＝θ_m-θ_out(公式1a)

$u\left(t\right)=K_{P}e\left(t\right)+K_I{\∫}_0^{1}e\left(t\right)\·\mathrm{dt}+K_D\frac{\mathrm{de}\left(t\right)}{\mathrm{dt}}$ (公式1b)

$G\left(s\right)=\frac{U\left(s\right)}{E\left(s\right)}=\frac{K_D{s}^2+K_{P}s+K_I}{s}$ (公式1c)

其中，e(t)为控制偏差，θ_in为期望姿态角，θ_out为输出姿态角，K_P、K_I、K_D分别为比例增益、积分增益、微分增益，G(s)为控制器中实现的传递函数。

可以看出，采用PID控制方法，对姿态测量单机、特别是陀螺仪的要求很高，微分控制项(D控制项)对角速度测量信息中的噪声相当敏感，只有引入复杂的低通滤波或校正环节才能部分消除该项影响。另一方面，反作用轮本身的动态力矩输出范围也要求很高，能够兼顾大姿态偏差时的控制快速性、稳态控制时的指向精确性，而此类反作用轮产品的质量、功耗、研制成本相当高。基于上述原因，现有技术条件下在小卫星平台实现反作用轮控制并非最优方案，消耗系统资源较多。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是：提供一种适用于偏置动量小卫星的新型姿态跟踪控制系统，巧妙实现了星体俯仰轴的快速控制能力，同时不要求使用高精度复杂陀螺仪表，显著降低系统对角速度信息的依赖。

另外，本发明还提供了一种上述姿态跟踪控制系统的姿态跟踪控制方法。

为解决上述技术问题，本发明采用如下技术方案：

一种航天器的姿态跟踪控制系统，其包括：

姿态测量部件，用以获取航天器的姿态信息，输出与姿态参数成函数关系的信号；

姿态控制器，用以根据所述姿态测量部件获取的信息和制导指令按设定控制规律进行运算、校正和放大并输出控制信号至控制执行部件；

控制执行部件，包括磁力矩器、偏置动量轮、斜开关控制单元；所述斜开关控制单元用以控制偏置动量轮的转速控制量；

动量轮施加的转速控制量

T∈{T₁，T₂，…，T_n}；

θ代表俯仰姿态角，

代表俯仰角速度，K代表

相平面上实现变向控制的切换线斜率，θ_e为设计的角度测量误差

为设计的稳态环角速度误差，T₁…T_n为各次施控时的转速控制刻度。

一种上述姿态跟踪控制系统的姿态跟踪控制方法，该方法包括动量轮施加的转速控制步骤：

动量轮施加的转速控制量

T∈{T₁，T₂，…，T_n}；

θ代表俯仰姿态角，

代表俯仰角速度，K代表相平面上实现变向控制的切换线斜率，θ_e为设计的角度测量误差，

为设计的稳态环角速度误差，T₁…T_n为各次施控时的转速控制刻度。

进一步地，所述方法包括俯仰姿态的跟踪控制步骤：

(1)获取由导引律环节输出的期望俯仰角dSita、及由导引律环节输出的期望角速度dSitaDot；

(2)若|dSitaDot|＞0.1，且dSita*dSitaDot＜0，则执行步骤(3)，否则执行步骤(5)；

(3)判断是否为初始控制时间段；若判断不是初始控制时间段，则修正参数dV赋值为第一常数dV1，若判断是初始控制时间段，则修正参数dV赋值为第二常数dV2；执行步骤(4)；其中，第一常数dV1、第二常数dV2均表示动量轮转速控制刻度；dV1＞dV2；

(4)判断是否需要切换控制，若dSitaDot+K*dSita＜0，动量轮输出控制电压V＝V+dV；否则动量轮输出控制电压V＝V-dV；其中，K为常数，表示切换控制参数；

(5)若|dSitaDot|＜0.3且dSita＞10，则执行步骤(6)；

(6)若dSita＞0，动量轮输出控制电压V＝V-G，否则，动量轮输出控制电压V＝V+G；其中，G为常数，表示大刻度控制参数。

本发明的有益效果在于：本发明提出的小卫星的姿态跟踪控制方法，在常规偏置动量系统的基础上，创新性提出一种新颖的“斜开关-双边极限环”轮控策略，巧妙实现了星体俯仰轴的快速控制能力，同时不要求使用高精度复杂陀螺仪表，显著降低系统对角速度信息的依赖。本发明控制系统兼有偏置系统的三轴稳定和高可靠等特点，同时可在俯仰方向实现大力矩反作用控制，获得很强的姿态跟踪控制能力；系统组成简单、质量轻、功耗小，适合小卫星平台使用。

附图说明

图1为传统反作用轮控制系统的PID控制结构框图。

图2为本发明实现的微小卫星姿态控制系统组成原理框图。

图3为典型的姿态控制回路结构原理图。

图4为本发明方法切换控制律示意图。

图5-1为释放后20分钟内，相对位置关系示意图。

图5-2为实现理想跟踪的期望俯仰角曲线示意图。

图6为俯仰姿态的跟踪控制算法流程图。

图7为角速率测量存在噪声，极限环控制方法的跟踪效果示意图。

图8为角速率测量存在噪声，极限环控制方法的跟踪误差示意图。

图9为角速率信息无噪声，PID控制方法的跟踪效果示意图。

图10为角速率信息无噪声，PID控制方法的跟踪误差示意图。

图11为角速率信息存在噪声，PID控制方法的跟踪效果示意图。

图12为角速率信息存在噪声，PID控制方法的跟踪误差示意图。

具体实施方式

下面结合附图详细说明本发明的优选实施例。

实施例一

请参阅图2，本发明揭示了一种航天器的姿态跟踪控制系统，其包括：姿态测量部件、姿态控制器、控制执行部件。姿态测量部件用以获取航天器的姿态信息，输出与姿态参数成函数关系的信号；姿态控制器用以根据所述姿态测量部件获取的信息和制导指令按设定控制规律进行运算、校正和放大并输出控制信号至控制执行部件；控制执行部件包括磁力矩器、偏置动量轮、斜开关控制单元；所述斜开关控制单元用以控制偏置动量轮的转速控制量。

如图2所示，姿态测量部件(姿态敏感部件)包括微型太阳敏感器、微型磁强计和微型陀螺，控制执行部件包括微型动量轮、三轴磁力矩器、斜开关控制单元(图未示)。典型的控制回路结构原理图如图3所示。

本发明针对微型偏置动量轮，提出一种新颖的斜开关切换控制方法，设计如下：

T∈{T₁，T₂，…，T_n}(公式2b)

公式(2)中，θ代表俯仰姿态角，代表俯仰角速度，K代表

相平面上实现变向控制的切换线斜率，θ_e为设计的角度测量误差，

为设计的稳态环角速度误差，T_c为要求动量轮施加的转速控制量，T₁…T_n为各次施控时的转速控制刻度。

设计K取值为正时，切换线斜率为负，保证了系统轨迹往相平面中心收敛，最终稳定在极限环上，如图4所示。

对于控制律公式(2)，设定系统初始姿态误差状态

能以最短时间将俯仰姿态稳定到极限环上的最优K值为：

$K=\sqrt{\frac{{8a}^2}{{\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}}_0^2-2a\·{\mathrm{\θ}}_0}}$ (公式3)

其中，a代表施加控制力矩时产生的角加速度。

选定K值后，将θ、

稳定到极限环上需要的时间，完全由轮速控制量(即a)决定：

$T_{\mathrm{sta}}=\frac{2\sqrt{{(K{\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}}_0-|a\left|\right)}^2+2\mathrm{Ka}({\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}}_0+{\mathrm{K\θ}}_0)}+2(K{\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}}_0-|a\left|\right)}{K\left|a\right|}-\frac{{\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}}_0}{\left|a\right|}$ (公式4)

观察控制律公式(2)可以看出，本发明中，角速率信息的绝对值，没有直接参与控制量的计算，仅用于判断相点状态，短时的陀螺测量噪声或信号突跳不会影响系统的全局稳定性，因而能够显著降低对星上角速度测量精度的要求。

动量轮控制量T的取值，决定了控制收敛的快速性，同时影响稳态环的角度、角速度精度。本发明中将动量轮控制量T设计为多档可调，即可取多种不同刻度值(T₁，T₂，…T_n)，从控制初始姿态角的快速性出发，在起控前期使用大转速控制刻度，保证俯仰姿态的快速捕获和稳定能力；在基本实现稳定跟踪后，使用小控制刻度，保证远距离成像时的指向精度和稳定度。

综上所述，本发明巧妙实现了星体俯仰轴的快速控制能力，同时不要求使用高精度复杂陀螺仪表，显著降低系统对角速度信息的依赖。本发明控制系统兼有偏置系统的三轴稳定和高可靠等特点，同时可在俯仰方向实现大力矩反作用控制，获得很强的姿态跟踪控制能力；系统组成简单、质量轻、功耗小，适合小卫星平台使用。

实施例二

本发明中提出的姿态跟踪控制方法和系统，已在神舟七号飞船微小型伴随卫星上得到成功应用，在释放后大角度对飞船跟踪观测和变轨指向保持等阶段，发挥重要作用，在轨控制效果和飞行实例说明如下。

一、伴随微小卫星的姿控系统主要硬件组成

(1)微型太阳敏感器：作为主要姿态测量部件，与其它姿态敏感器一起构成组合姿态测量系统，应用于卫星的定姿。太阳敏感器的主要指标如下：

敏感器视场：±60°×±60°

测量精度：1°

(2)微型磁强计：作为系统中重要姿态敏感器，不受光照、视场等因素的影响，广泛应用于低轨卫星的姿态确定中。磁强计的主要指标如下：

量程：±55000nT

测量精度：50nT

(3)微型陀螺：作为惯性敏感器，用于测量卫星的惯性速率。伴星姿控系统沿俯仰方向安装一台微型陀螺，主要指标如下：

角速率测量精度：0.2°/s

陀螺漂移：6°/h

(4)微型动量轮

动量轮是实现偏置动量稳定和俯仰大角度动态跟踪的主要执行机构。指标如下：

额定角动量：0.5Nms

可控转速范围：3000±800rpm

转速调节能力：40rpm/1秒

(5)微型磁力矩器

磁力矩器是实现章动、进动控制和飞轮平稳连续卸载的基本执行部件。主要指标如下：

指令电压：-5V^-+5V

额定输出磁矩：-4.0^-+4.0Am2

二、伴星姿控系统实现了本发明的“斜开关-极限环”控制方法

伴星自飞船释放后，在20分钟内，需要在俯仰方向实现大范围姿态跟踪，从-85度跟踪至+12度。实现理想跟踪的期望俯仰角曲线，如图5-1、图5-2所示。

伴星姿控系统，采用本发明提出的“斜开关-极限环”设计方法，实现了俯仰姿态的大范围跟踪控制，算法结构框图如6所示。

俯仰姿态的跟踪控制包括如下步骤：

(1)获取由导引律环节输出的期望俯仰角dSita、及由导引律环节输出的期望角速度dSitaDot；

(2)若|dSitaDot|＞0.1，且dSita*dSitaDot＜0，则执行步骤(3)，否则执行步骤(5)；

(3)判断是否为初始控制时间段；若判断不是初始控制时间段，则修正参数dV赋值为第一常数dV1，若判断是初始控制时间段，则修正参数dV赋值为第二常数dV2；执行步骤(4)；其中，第一常数dV1、第二常数dV2均表示动量轮转速控制刻度；dV1＞dV2；

(4)判断是否需要切换控制，若dSitaDot+K*dSita＜0，动量轮输出控制电压V＝V+dV；否则动量轮输出控制电压V＝V-dV；其中，K为常数，表示切换控制参数；

(5)若|dSitaDot|＜0.3且dSita＞10，则执行步骤(6)；

(6)若dSita＞0，动量轮输出控制电压V＝V-G，否则，动量轮输出控制电压V＝V+G；其中，G为常数，表示大刻度控制参数。

图6中各符号参数说明如下：

dSita-由导引律环节输出的期望俯仰角，单位：度；

dSitaDot-由导引律环节输出的期望角速度，单位：度/秒；

dT-相对于初始时刻的时间，单位：秒；

dV1-常数，动量轮转速控制刻度，取0.015V，对应转速调节15转/分；

dV2-常数，动量轮转速控制刻度，取0.0075V，对应转速调节7.5转/分；

G-常数，大刻度控制参数，取0.03V，对应转速调节约30转/分；

V-动量轮输出控制电压，单位：V；

K-常数，切换控制参数，系统设计取值为0.24。

三、本发明的效果比较

(1)本发明相对于标准PID控制方法，算法实现效率显著提高

标准PID控制方法，工程实现上采用离散方法计算PID和二阶低通滤波器，如下面公式组所示：

$\mathrm{ul}\left(t\right)=k_{p}e\left(k\right)+k_i\underset{j=0}{\overset{k}{\mathrm{\Σ}}}e\left(j\right)+k_d\frac{e\left(k\right)-e(k-1)}{T}$ (公式5)

u(k)＝f1*u1(k-2)+f2*u1(k-2)+f3*u1(k)-g1*u(k-2)-g2*u(k-1)(公式6)

其中：k——表示控制节拍，k-2表示前两时刻，k-1表示前一时刻；

k_pk_ik_d——表示PID参数；

由(公式6)可以看出，实现PID方法时，每节拍需完成12次以上的乘法运算，并且包含了大量的累加、累减运算。

观察极限环控制算法实现框图(图6)，乘法运算仅1次，加减法运算3次，条件判据3次，每节拍计算量要求明显小于标准PID方法。

(2)本发明在保证控制系统稳定性的同时，降低对角速度信息的依赖

观察“斜开关-极限环”核心算法(公式2a)和算法结构框图(图6)，可以看出，姿态角速度信息仅用于切换线条件判断，并不直接用于控制力矩的计算和输出，降低了星上姿态角速度信息的精度要求，从而使采用轻小型、低成本、低精度陀螺产品成为可能，极大的降低了卫星硬件研制成本。

本发明提出的控制方法，与标准PID方法，在不同角速度精度水平条件下的控制效果对比如图7-图12所示。

比较图7-图12可以看出，系统中采用高精度陀螺部件时，PID控制方法效果正常，跟踪误差小于0.4度，但一旦角速率信息中存在噪声，PID控制方法的效果明显下降，跟踪误差最大时达到2.5度，而在同样的角速率噪声水平下，本实例实现的“斜开关-极限环”方法，跟踪精度达到1.5度，优于标准PID控制算法。

综上，本发明提出的姿态跟踪控制系统和方法，具有轻小型、低功耗等显著优点，在不引入高精度陀螺部件的条件下，仅采用一个常规微型动量轮，保证偏置动量稳定能力的同时，在俯仰方向实现了大范围快速姿态跟踪控制，适用于各种无陀螺或无精确角速率信息的小卫星平台，具有广泛的应用推广价值。

这里本发明的描述和应用是说明性的，并非想将本发明的范围限制在上述实施例中。这里所披露的实施例的变形和改变是可能的，对于那些本领域的普通技术人员来说实施例的替换和等效的各种部件是公知的。本领域技术人员应该清楚的是，在不脱离本发明的精神或本质特征的情况下，本发明可以以其它形式、结构、布置、比例，以及用其它组件、材料和部件来实现。在不脱离本发明范围和精神的情况下，可以对这里所披露的实施例进行其它变形和改变。

Claims (9)

1、一种航天器的姿态跟踪控制系统，其特征在于，其包括：

姿态测量部件，用以获取航天器的姿态信息，输出与姿态参数成函数关系的信号；

姿态控制器，用以根据所述姿态测量部件获取的信息和制导指令按设定控制规律进行运算、校正和放大并输出控制信号至控制执行部件；

控制执行部件，包括磁力矩器、偏置动量轮、斜开关控制单元；所述斜开关控制单元用以控制偏置动量轮的转速控制量；

动量轮施加的转速控制量

T∈{T₁，T₂，...，T_n}；

θ代表俯仰姿态角，

代表俯仰角速度，K代表

相平面上实现变向控制的切换线斜率，θ_e为设计的角度测量误差，

为设计的稳态环角速度误差，T₁…T_n为各次施控时的转速控制刻度。

2、根据权利要求1所述的航天器的姿态跟踪控制系统，其特征在于：

设定系统初始姿态误差状态θ₀，

能以最短时间将俯仰姿态稳定到极限环上的最优K值为：

$K=\sqrt{\frac{{8a}^2}{{\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}}_0^2-2a\·{\mathrm{\θ}}_0}};$

其中，a代表施加控制力矩时产生的角加速度。

3、根据权利要求2所述的航天器的姿态跟踪控制系统，其特征在于：

选定K值后，将θ、稳定到极限环上需要的时间T_sta由轮速控制量a决定：

$T_{\mathrm{sta}}=\frac{2\sqrt{{(K{\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}}_0-|a\left|\right)}^2+2\mathrm{Ka}({\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}}_0+{\mathrm{K\θ}}_0)}+2(K{\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}}_0-|a\left|\right)}{K\left|a\right|}-\frac{{\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}}_0}{\left|a\right|}.$

4、根据权利要求1所述的航天器的姿态跟踪控制系统，其特征在于：

所述姿态测量部件包括微型太阳敏感器、微型磁强计和微型陀螺；

所述姿态控制器包括星载计算机。

5、一种权利要求1至4任意一项所述姿态跟踪控制系统的姿态跟踪控制方法，

其特征在于，该方法包括动量轮施加的转速控制步骤：

动量轮施加的转速控制量

T∈{T₁，T₂，...，T_n}；

θ代表俯仰姿态角，

代表俯仰角速度，K代表相平面上实现变向控制的切换线斜率，θ_e为设计的角度测量误差，

为设计的稳态环角速度误差，T₁…T_n为各次施控时的转速控制刻度。

6、根据权利要求5所述的姿态跟踪控制方法，其特征在于：

设定系统初始姿态误差状态θ₀，

能以最短时间将俯仰姿态稳定到极限环上的最优K值为：

$K=\sqrt{\frac{{8a}^2}{{\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}}_0^2-2a\·{\mathrm{\θ}}_0}};$

其中，a代表施加控制力矩时产生的角加速度。

7、根据权利要求6所述的姿态跟踪控制方法，其特征在于：

选定K值后，将θ、

稳定到极限环上需要的时间T_sta由轮速控制量a决定：

$T_{\mathrm{sta}}=\frac{2\sqrt{{(K{\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}}_0-|a\left|\right)}^2+2\mathrm{Ka}({\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}}_0+{\mathrm{K\θ}}_0)}+2(K{\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}}_0-|a\left|\right)}{K\left|a\right|}-\frac{{\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}}_0}{\left|a\right|}.$

8、根据权利要求5所述的姿态跟踪控制方法，其特征在于：

所述方法包括俯仰姿态的跟踪控制步骤：

(1)获取由导引律环节输出的期望俯仰角dSita、及由导引律环节输出的期望角速度dSitaDot；

(2)若|dSitaDot|＞0.1，且dSita*dSitaDot＜0，则执行步骤(3)，否则执行步骤(5)；

(3)判断是否为初始控制时间段；若判断不是初始控制时间段，则修正参数dV赋值为第一常数dV1，若判断是初始控制时间段，则修正参数dV赋值为第二常数dV2；执行步骤(4)；其中，第一常数dV1、第二常数dV2均表示动量轮转速控制刻度；dV1＞dV2；

(4)判断是否需要切换控制，若dSitaDot+K*dSita＜0，动量轮输出控制电压V＝V+dV；否则动量轮输出控制电压V＝V-dV；其中，K为常数，表示切换控制参数；

(5)若|dSitaDot|＜0.3且dSita＞10，则执行步骤(6)；

(6)若dSita＞0，动量轮输出控制电压V＝V-G，否则，动量轮输出控制电压V＝V+G；其中，G为常数，表示大刻度控制参数。

9、根据权利要求8所述的姿态跟踪控制方法，其特征在于：

第一常数dV1表示动量轮转速控制刻度，取0.015V；对应转速调节15转/分；

第二常数dV2表示动量轮转速控制刻度，取0.0075V；对应转速调节7.5转/分；

G取0.03V，对应转速调节约30转/分；

K取值为0.24。

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