CN102053622B - 用于偏置动量微小卫星章进动控制的方法 - Google Patents

用于偏置动量微小卫星章进动控制的方法 Download PDF

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Abstract

本发明公布了一种用于偏置动量微小卫星章进动控制的方法，包括如下步骤：初始化：采集当前时刻磁强计Y轴输出并记录，根据当前时间、轨道参数，结合地磁表计算卫星在轨道坐标系中的模型地磁场并记录；读取上一周期记录的磁强计Y轴输出；将当前时刻磁强计Y轴输出，减去上一周期记录的磁强计Y轴输出，得到
Figure DEST_PATH_IMAGE001
；将当前时刻轨道坐标系中的Y轴模型磁场值，减去上一时刻轨道坐标系中的Y轴模型磁场值，得到；根据控制律
Figure DEST_PATH_IMAGE003
，计算Y轴磁力矩器的输出磁矩，并向磁力矩器发送控制指令；记录当前时刻磁强计Y轴输出；记录当前时刻轨道坐标系中的Y轴模型磁场值；以控制周期T等间隔重复步骤2）~9）。本发明无需测量姿态角，具有运算量小，硬件依赖小等优点。

Description

用于偏置动量微小卫星章进动控制的方法
技术领域
本发明公布了一种用于偏置动量微小卫星章进动控制的方法，采用磁强计输出作为控制律的输入，利用磁场的先验信息实现实时补偿，最终磁力矩器输出控制卫星的角动量矩的指向收敛于轨道的法向。
背景技术
“偏置动量轮+磁强计+磁力矩器”的卫星控制系统配置具有成本低、可靠度高等优点，是微小卫星、纳卫星、皮卫星甚至大卫星的较为常见的一种控制系统配置方式，该类配置需要控制卫星的章进动，从而长期保持角动量矩矢量指向卫星轨道的法向。现有的经典控制方法如下：
1）经典方法1：这一类方法不但需要磁强计，甚至需要其余敏感器（如地球敏感器、陀螺）直接测量出姿态角或者采用统计估计技术间接测量出姿态角。几种较为常见的控制律
Figure 616182DEST_PATH_IMAGE001
其中：
Figure 739996DEST_PATH_IMAGE002
为Y轴的磁力矩器输出的磁矩；
Figure 2010105193089100002DEST_PATH_IMAGE003
为磁强计的X轴输出；
Figure 86664DEST_PATH_IMAGE004
为磁强计的Y轴的输出的变化率；
Figure 2010105193089100002DEST_PATH_IMAGE005
为磁强计的X轴输出；
Figure 555648DEST_PATH_IMAGE006
为卫星的滚动角；
Figure 2010105193089100002DEST_PATH_IMAGE007
为航向角；、、
Figure 889863DEST_PATH_IMAGE010
为控制参数。
其优点是控制律的设计中考虑了姿态角，能够更有效地抑制章进动，但是缺点也很明显，需要更多的硬件资源，如果采用统计估计算法，星上运算量也较大。
2）经典方法2：仅采用磁强计输出实现卫星的章动控制，并间接地控制卫星的进动。控制律为
Figure 2010105193089100002DEST_PATH_IMAGE011
其中：
Figure 141853DEST_PATH_IMAGE012
为Y轴的磁力矩器输出的磁矩；
Figure 2010105193089100002DEST_PATH_IMAGE013
为磁强计的Y轴的输出的变化率；
Figure 103993DEST_PATH_IMAGE014
为控制参数。
其优点是控制律设计非常简单，仅需差分处理，运算极其简便；缺点是控制精度低，常在初始阻尼中使用，较少直接用来实现章进动控制。
发明内容
本发明目的是针对现有技术存在的缺陷提供一种用于偏置动量微小卫星章进动控制的方法。
本发明为实现上述目的，采用如下技术方案：
本发明用于偏置动量微小卫星章进动控制的方法包括如下步骤：
1）初始化：
a)        采集磁强计Y轴输出，并记录保存；
b)        根据时间、卫星轨道，并结合地磁表计算卫星在轨道坐标系中的模型地磁场；
c)        记录轨道坐标系中的Y轴模型磁场值；
2）采集当前时刻磁强计Y轴输出；
3）根据当前时间、卫星轨道，并结合地磁表计算卫星在轨道坐标系中的模型地磁场；
4）读取上一控制周期记录的磁强计Y轴输出；
5）将当前时刻磁强计Y轴输出，减去上一周期记录的磁强计Y轴输出，得到
Figure 2010105193089100002DEST_PATH_IMAGE015
；
6）读取上一周期记录的轨道坐标系中的Y轴模型磁场值；
7）将当前时刻轨道坐标系中的Y轴模型磁场值，减去上一时刻轨道坐标系中的Y轴模型磁场值，得到；
8）根据控制律
Figure 2010105193089100002DEST_PATH_IMAGE017
，计算Y轴磁力矩器的输出磁矩，并向磁力矩器发送控制指令；
9）记录当前时刻磁强计Y轴输出；
10）            记录当前时刻轨道坐标系中的Y轴模型磁场值；
11）            以控制周期T为间隔时间等间隔重复步骤2）~10），所述控制周期T为设定的指执行步骤2）~10）所用的时间。
本发明由于无需测量姿态角，具有运算量小，硬件依赖小等特点，同时因为采用了先验磁场信息补偿，仍保持了较高的精度。适合故障大卫星的抢救与延寿，以及硬件配置简单、运算能力不足的微卫星、纳卫星和皮卫星的控制系统选用。
附图说明
图 1 ：章进动控制原理图。
图2 ：进动角波形图。
图3 ：X轴的角速度波形图。
图4 ：Z轴的角速度波形图。
具体实施方式
本发明仅采用磁强计输出实现卫星的章动控制，并间接地控制卫星的进动。新控制律为：
Figure 96406DEST_PATH_IMAGE017
Figure 519297DEST_PATH_IMAGE013
主要包含了两个部分：第一部分是卫星章进动导致的磁强计Y轴输出的变化，是反馈控制律输入的有效分量；第二部分是磁场随卫星的线运动导致的磁强计Y轴输出的变化，是控制输入的有害部分，正是这种有害成分导致了
Figure 906416DEST_PATH_IMAGE018
不可能有很高的精度。新设计的控制律考虑到经过角速率阻尼控制或者
Figure 338534DEST_PATH_IMAGE011
的粗章进动控制后，进动角已经是小角度（一般小于10°）的事实，采用地磁模型计算得到的在轨道坐标系下Y轴的磁场变化
Figure 2010105193089100002DEST_PATH_IMAGE019
对
Figure 291447DEST_PATH_IMAGE013
进行有害成分的近似补偿，有效地提高了控制精度。
如图1所示， 本发明用于偏置动量微小卫星章进动控制的方法包括如下步骤：
1）初始化：
a)        采集磁强计Y轴输出，并记录保存；
b)        根据时间、卫星轨道，并结合地磁表计算卫星在轨道坐标系中的模型地磁场；
c)        记录轨道坐标系中的Y轴模型磁场值；
2）采集当前时刻磁强计Y轴输出；
3）根据当前时间、卫星轨道，并结合地磁表计算卫星在轨道坐标系中的模型地磁场；
4）读取上一控制周期记录的磁强计Y轴输出；
5）将当前时刻磁强计Y轴输出，减去上一周期记录的磁强计Y轴输出，得到
Figure 88501DEST_PATH_IMAGE013
；
6）读取上一周期记录的轨道坐标系中的Y轴模型磁场值；
7）将当前时刻轨道坐标系中的Y轴模型磁场值，减去上一时刻轨道坐标系中的Y轴模型磁场值，得到
Figure 759654DEST_PATH_IMAGE016
；
8）根据控制律
Figure 995463DEST_PATH_IMAGE017
，计算Y轴磁力矩器的输出磁矩，并向磁力矩器发送控制指令；
9）记录当前时刻磁强计Y轴输出；
10）            记录当前时刻轨道坐标系中的Y轴模型磁场值；
11）            以控制周期T为间隔时间等间隔重复步骤2）~10），所述控制周期T为设定的指执行步骤2）~10）所用的时间。
控制周期T要比执行步骤2）～10）的实际时间要长。步骤2）～10）是程序实际运行的时间，但控制周期相当于时离散周期。例如：控制周期T为2秒，但程序一个控制周期即执行步骤2）～10）只运行了0.1秒，其余时间就在等待，所以控制周期T为步骤2）～10）程序实际运行的时间加上等待时间。
实施例：
500公里太阳同步轨道，
Figure 6145DEST_PATH_IMAGE020
为2.7
Figure 2010105193089100002DEST_PATH_IMAGE021
，
Figure 36418DEST_PATH_IMAGE022
为2.3
Figure 194866DEST_PATH_IMAGE021
，
Figure 906471DEST_PATH_IMAGE023
为1.9
Figure 833975DEST_PATH_IMAGE021
，惯量积为零，角动量矩为0.5，扰动力矩仅考虑剩磁干扰，卫星的三轴剩余磁矩分别设为0.29
Figure 618578DEST_PATH_IMAGE025
，控制系数
Figure 936470DEST_PATH_IMAGE014
选为0.08，控制周期2s，仿真时间1天。
图2~图4实线指的是采用
Figure 921743DEST_PATH_IMAGE017
得到的控制结果，虚线指的是采用
Figure 293819DEST_PATH_IMAGE026
得到的控制结果，可见本发明的实施方法精度更高，进动角优于2
Figure 2010105193089100002DEST_PATH_IMAGE027
，角速率优于0.002
Figure 426860DEST_PATH_IMAGE028
，同时运算仍保持了简单的特点。

Claims (1)

1.一种用于偏置动量微小卫星章进动控制的方法，其特征在于包括如下步骤：
初始化：
采集磁强计Y轴输出，并记录保存；
根据时间、卫星轨道，并结合地磁表计算卫星在轨道坐标系中的模型地磁场；
记录轨道坐标系中的Y轴模型磁场值；
采集当前时刻磁强计Y轴输出；
根据当前时间、卫星轨道，并结合地磁表计算卫星在轨道坐标系中的模型地磁场；
读取上一控制周期记录的磁强计Y轴输出；
将当前时刻磁强计Y轴输出，减去上一周期记录的磁强计Y轴输出，得到                                                
Figure 2010105193089100001DEST_PATH_IMAGE001
；
读取上一周期记录的轨道坐标系中的Y轴模型磁场值；
将当前时刻轨道坐标系中的Y轴模型磁场值，减去上一时刻轨道坐标系中的Y轴模型磁场值，得到
Figure 945629DEST_PATH_IMAGE002
；
根据控制律
Figure 2010105193089100001DEST_PATH_IMAGE003
，计算Y轴磁力矩器的输出磁矩，并向磁力矩器发送控制指令；其中，
Figure 488868DEST_PATH_IMAGE004
为控制系数；
记录当前时刻磁强计Y轴输出；
记录当前时刻轨道坐标系中的Y轴模型磁场值；
以控制周期T为间隔时间等间隔重复步骤2）~10），所述控制周期T为设定的指执行步骤2）~10）所用的时间。
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Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103712611B (zh) * 2012-09-29 2016-05-11 中国科学院沈阳自动化研究所 一种陀螺进动控制装置及方法
CN105425764B (zh) * 2014-09-17 2018-08-24 上海新跃仪表厂 一种基于动态地磁场模拟的三轴磁强计闭环测试系统及方法
CN107065916B (zh) * 2017-06-06 2020-06-19 上海微小卫星工程中心 亚轨道卫星全被动稳定姿控系统及方法
CN109649691B (zh) * 2018-12-27 2021-07-13 上海航天控制技术研究所 一种偏置动量卫星单飞轮与磁联合控制方法和系统

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1074187A (zh) * 1991-09-06 1993-07-14 联邦德国航空航天有限公司 对三轴向稳定的旋转航天器作姿态调节的方法和装置
CN1074417A (zh) * 1991-09-06 1993-07-21 联邦德国航空航天有限公司 对绕着一固定轴旋转移动的宇宙飞行器进行姿态控制的装置和方法
CN101226561A (zh) * 2007-12-28 2008-07-23 南京航空航天大学 用于微型航天器姿态轨道控制系统的微型仿真支持系统及工作方法
CN101554926A (zh) * 2009-05-20 2009-10-14 上海微小卫星工程中心 航天器的姿态控制系统及方法

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH08183500A (ja) * 1994-12-29 1996-07-16 Nec Corp ニューテーション減衰装置及びニューテーション減衰方法
GB0125728D0 (en) * 2001-10-26 2001-12-19 Astrium Ltd Autonomous active manoeuvring method and system for spinning spacecraft

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1074187A (zh) * 1991-09-06 1993-07-14 联邦德国航空航天有限公司 对三轴向稳定的旋转航天器作姿态调节的方法和装置
CN1074417A (zh) * 1991-09-06 1993-07-21 联邦德国航空航天有限公司 对绕着一固定轴旋转移动的宇宙飞行器进行姿态控制的装置和方法
CN101226561A (zh) * 2007-12-28 2008-07-23 南京航空航天大学 用于微型航天器姿态轨道控制系统的微型仿真支持系统及工作方法
CN101554926A (zh) * 2009-05-20 2009-10-14 上海微小卫星工程中心 航天器的姿态控制系统及方法

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