CN102582850A - 提高卫星磁控精度的方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种提高卫星磁控精度的方法，首先计算卫星本体系地磁矢量的变化率；然后计算轨道系地磁矢量的变化率；接着根据卫星轨道状态，计算磁控算法所需磁矢量变化率输入；最后根据卫星当前控制模式、当前姿态和磁矢量变化率，计算各轴磁力矩器输出磁矩的大小。本发明所述方法消除了轨道磁场本身变化对卫星磁控的干扰，提高了卫星磁控的精度，同时考虑了卫星轨道不可知状态并制定了应对措施，具备较强的鲁棒性。本发明方法简单有效，便于工程实现。

Description

提高卫星磁控精度的方法

技术领域

本发明属于航天器姿态控制技术领域，涉及一种提高磁控稳定卫星控制精度的方法。

背景技术

卫星磁控是利用磁力矩器输出磁矩与卫星所在位置处的环境磁场相互作用产生控制力矩，对卫星姿态进行控制。磁控力矩稳定可靠，且无需角速度测量信息，再与偏置动量被动稳定相结合，具有安全可靠、质量轻、成本低等诸多优点。目前偏置动量稳定+主动磁控已成为中低轨道卫星的一种常用姿态控制方式。

磁控的最大优点在于不需要直接的角速度测量信息，而是利用磁场的变化率来反应卫星的角速度信息，进行速率阻尼和姿态控制。

对于偏置动量卫星，传统的磁控三轴(即x轴、y轴、z轴)速率阻尼方法有以下公式表示为：

$M_i=-K{\stackrel{\·}{B}}_i$ 或者是 $M_i=-M_{\max }\mathrm{sign}\left({\stackrel{\·}{B}}_i\right)(i=x,y,z)$

式中，M_i表示各轴磁力矩器输出磁矩，B_i是卫星本体系地磁矢量B在卫星i轴的分量；K为大于零的常数，sign为取符号函数，M_max为磁力矩器最大输出磁矩，由磁强计差分给出。

偏置动量卫星的俯仰角可以通过偏置动量轮进行控制，磁控主要是对卫星的滚动角和偏航角进行控制，包括进动控制和章动阻尼，传统的磁控方法为：

式中，M_y表示Y轴磁力矩器输出磁矩，K₁，K₂，K₃为大于零的增益，

分别为卫星的滚动角和偏航角，

由磁强计Y轴分量差分给出。式中前两项实现进动控制(也可只采用两项中的某一项)，第三项完成章动阻尼。

上述传统卫星磁控方法中，利用卫星本体系地磁矢量B各分量的变化率来反应卫星的角速度信息，而实际

的变化不仅包含了卫星的角速度变化，还包含了轨道磁场本身的变化，直接根据实施磁控，必然会引入干扰力矩，影响控制的效果，造成大的角度偏差，目前卫星磁控的控制精度一般只有2°左右。因而，为解决上述传统磁控方法的缺陷，需要提供一种更高控制精度的卫星磁控方法。

发明内容

鉴于以上所述现有技术的缺点，本发明的目的在于提供一种提高卫星磁控精度的方法，用于解决现有技术中卫星磁控的控制精度不高等问题。

为实现上述目的及其他相关目的，本发明提供一种提高卫星磁控精度的方法，所述方法至少包括以下步骤：1)利用当前时刻和前一时刻的磁强计测量值进行差分，计算卫星的本体系地磁矢量变化率；2)判断卫星的当前轨道位置是否可知，若否，不计算轨道系地磁矢量；若是，则依据卫星的当前轨道位置，通过查磁场表或根据磁场模型计算的方式计算轨道系地磁矢量，利用当前时刻和前一时刻计算结果进行差分，计算卫星的轨道系地磁矢量的变化率；3)依据卫星轨道状态，计算磁控算法所需磁矢量变化率输入，若轨道可知，计算卫星的本体系地磁矢量变化率与轨道系地磁矢量变化率的差值，结果作为磁控输入；若轨道不可知，直接将所述本体系地磁矢量变化率作为磁控输入；4)依据卫星当前控制模式、当前姿态以及所述步骤3)的结果，计算卫星的各轴磁力矩器输出磁矩的大小。

于本发明提高卫星磁控精度的方法的步骤1)中，所述卫星的本体系地磁矢量变化率为：

${\stackrel{\·}{B}}_b=\left[\begin{array}{ccc}{\stackrel{\·}{B}}_{\mathrm{bx}}& {\stackrel{\·}{B}}_{\mathrm{by}}& {\stackrel{\·}{B}}_{\mathrm{bz}}\end{array}\right],$

设定当前时刻与前一时刻本体系地磁矢量分别为B_b和B_{b_pre}，两时刻间隔周期为ΔT，则

计算公式为：

${\stackrel{\·}{B}}_b=\frac{B_b-B_{b\_\mathrm{pre}}}{\mathrm{\ΔT}}.$

于本发明提高卫星磁控精度的方法的步骤2)中，所述卫星的轨道系地磁矢量的变化率为：

${\stackrel{\·}{B}}_o=\left[\begin{array}{ccc}{\stackrel{\·}{B}}_{\mathrm{ox}}& {\stackrel{\·}{B}}_{\mathrm{oy}}& {\stackrel{\·}{B}}_{\mathrm{oz}}\end{array}\right],$

设定当前时刻与前一时刻轨道系地磁矢量分别为B_o和B_{o_pre}，两时刻间隔周期为ΔT，

计算公式为：

${\stackrel{\·}{B}}_o=\frac{B_o-B_{o\_\mathrm{pre}}}{\mathrm{\ΔT}}.$

于本发明提高卫星磁控精度的方法的步骤3)中，磁控算法所需磁矢量变化率为：

$\stackrel{\·}{\tilde{B}}=\left[\begin{array}{ccc}{\stackrel{\·}{\tilde{B}}}_x& {\stackrel{\·}{\tilde{B}}}_y& {\stackrel{\·}{\tilde{B}}}_z\end{array}\right],$ 计算公式为：

$\stackrel{\·}{\tilde{B}}={\stackrel{\·}{B}}_b-k\·{\stackrel{\·}{B}}_o,$

式中，

和

分别为所需磁矢量变化率、本体系地磁矢量变化率、以及轨道系地磁矢量变化率，k为计算系数。

于本发明提高卫星磁控精度的方法的步骤2)中，判断卫星的当前轨道位置可知时，所述步骤3)中的计算系数k＝1；判断卫星的当前轨道位置不可知时，所述步骤3)中的计算系数k＝0。

于本发明提高卫星磁控精度的方法的步骤4)中，速率阻尼时各轴磁力矩器输出磁矩计算公式为：

$M_i=-M_{\max }\mathrm{sign}\left({\stackrel{\·}{\tilde{B}}}_i\right)(i=x,y,z);$

式中，M_i表示各轴磁力矩器输出磁矩，sign为取符号函数，M_max为磁力矩器最大输出磁矩，

为所需磁矢量变化率在卫星i轴的分量；

滚动角/偏航角控制时Y轴磁力矩器输出磁矩计算公式为：

式中，M_y表示Y轴磁力矩器输出磁矩，K₁，K₂，K₃为大于零的增益，B_x，B_z为本体系地磁矢量在卫星X轴和Z轴的分量，

分别为卫星的滚动角和偏航角，

为所需磁矢量变化率在卫星Y轴的分量。

于另一种实施方式中，本发明提高卫星磁控精度的方法的步骤4)中，速率阻尼时各轴磁力矩器输出磁矩计算公式为：

$M_i=-K\·{\stackrel{\·}{\tilde{B}}}_i(i=x,y,z);$

式中，M_i表示各轴磁力矩器输出磁矩，K为大于零的常数，为所需磁矢量变化率在卫星i轴的分量；

滚动角/偏航角控制时Y轴磁力矩器输出磁矩计算公式为：

或者 $M_y=-K_2{B}_z\mathrm{\ψ}-K_3{\stackrel{\·}{\tilde{B}}}_y;$

式中，K₁，K₂，K₃为大于零的增益，B_x，B_z为本体系地磁矢量在卫星X轴和Z轴的分量，

分别为卫星的滚动角和偏航角，

为所需磁矢量变化率在卫星Y轴的分量。

如上所述，本发明的提高卫星磁控精度的方法，在利用磁场变化表征卫星角速度信息时，去除了卫星所在轨道环境磁场本身变化的影响，消除了章动阻尼对进动控制的干扰，提高了磁控卫星的控制精度；本发明提高卫星磁控精度的方法简单，效果明显，便于工程实现，而且考虑了卫星无轨道状态下的应对措施，具有一定的鲁棒性。

附图说明

图1显示为本发明的提高卫星磁控精度的方法流程图。

图2为传统磁控方法与本发明方法速率阻尼效果对照图。

图3为传统磁控方法与本发明方法滚动/偏航控制效果对照图。

具体实施方式

以下通过特定的具体实例说明本发明的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点与功效。本发明还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本发明的精神下进行各种修饰或改变。

请参阅图1至图3。需要说明的是，本实施例中所提供的图示仅以示意方式说明本发明的基本构想，遂图式中仅显示与本发明中有关的组件而非按照实际实施时的组件数目、形状及尺寸绘制，其实际实施时各组件的型态、数量及比例可为一种随意的改变，且其组件布局型态也可能更为复杂。

实施例一

如图1所示，本发明提供一种提高卫星磁控精度的方法，所述方法至少包括以下步骤：

步骤1)，利用当前时刻和前一时刻的磁强计测量值进行差分，计算卫星的本体系地磁矢量变化率，在本实施例中，所述卫星的本体系地磁矢量变化率为：

${\stackrel{\·}{B}}_b=\left[\begin{array}{ccc}{\stackrel{\·}{B}}_{\mathrm{bx}}& {\stackrel{\·}{B}}_{\mathrm{by}}& {\stackrel{\·}{B}}_{\mathrm{bz}}\end{array}\right],$

对磁强计测量数据进行数据处理，将其测得的测量系地磁矢量转化为卫星本体系地磁矢量，分别设定当前时刻与前一时刻本体系地磁矢量为B_b和B_{b_pre}，两时刻间隔周期为ΔT，

计算公式为：

${\stackrel{\·}{B}}_b=\frac{B_b-B_{b\_\mathrm{pre}}}{\mathrm{\ΔT}}.$

步骤2)，判断卫星的当前轨道位置是否可知，若是，置步骤3中的系数k＝1，同时依据卫星的当前轨道位置，通过查磁场表或根据磁场模型计算的方式计算轨道系地磁矢量，利用当前时刻和前一时刻计算结果进行差分，计算卫星的轨道系地磁矢量的变化率，在本实施例中，所述卫星的轨道系地磁矢量的变化率为：

${\stackrel{\·}{B}}_o=\left[\begin{array}{ccc}{\stackrel{\·}{B}}_{\mathrm{ox}}& {\stackrel{\·}{B}}_{\mathrm{oy}}& {\stackrel{\·}{B}}_{\mathrm{oz}}\end{array}\right],$

根据当前卫星轨道位置，通过查磁场表或根据地磁场模型计算轨道系地磁矢量，分别设定当前时刻与前一时刻轨道系地磁矢量为B_o和B_{o_pre}，两时刻间隔周期为ΔT，

计算公式为：

${\stackrel{\·}{B}}_o=\frac{B_o-B_{o\_\mathrm{pre}}}{\mathrm{\ΔT}};$

若当前卫星轨道状态为不可知，不进行上述计算，并置步骤3中的系数k＝0。

步骤3)，依据卫星轨道状态，计算磁控算法所需磁矢量变化率输入，若轨道可知，计算卫星的本体系地磁矢量变化率与轨道系地磁矢量变化率的差值，结果作为磁控输入；若轨道不可知，直接将所述本体系地磁矢量变化率作为磁控输入，在本实施例中，磁控算法所需磁矢量变化率为：

$\stackrel{\·}{\tilde{B}}=\left[\begin{array}{ccc}{\stackrel{\·}{\tilde{B}}}_x& {\stackrel{\·}{\tilde{B}}}_y& {\stackrel{\·}{\tilde{B}}}_z\end{array}\right],$ 计算公式为：

$\stackrel{\·}{\tilde{B}}={\stackrel{\·}{B}}_b-k\·{\stackrel{\·}{B}}_o,$

式中，

和分别为所需磁矢量变化率、本体系地磁矢量变化率、以及轨道系地磁矢量变化率，k为计算系数。

承前所述，系数k由步骤2)根据当前卫星轨道状态确定，轨道可知时，k＝1，将卫星本体系地磁矢量变化率与轨道系地磁矢量变化率的差值作为磁控输入；若轨道不可知，k＝0，直接将本体系地磁矢量变化率作为磁控输入。

步骤4)，依据卫星当前控制模式、当前姿态以及所述步骤3)的结果，计算卫星的各轴磁力矩器输出磁矩的大小：

M＝[M_x M_y M_z]。

若姿控系统进行三轴(即x轴、y轴、z轴)速率阻尼，各轴磁力矩器输出磁矩计算公式为：

$M_i=-M_{\max }\mathrm{sign}\left({\stackrel{\·}{\tilde{B}}}_i\right)(i=x,y,z)$

式中，sign为取符号函数，M_max为磁力矩器最大输出磁矩。

若姿控系统进行滚动角/偏航角控制，则X轴和Z轴磁力矩器输出磁矩为0，Y轴磁力矩器输出磁矩M_y计算公式为：

式中，K₁，K₂，K₃为大于零的增益，B_x，B_z为本体系地磁矢量在卫星X轴和Z轴的分量，

分别为卫星的滚动角和偏航角。

本实施例已成功应用在型号卫星中，采用传统磁控方法与本发明方法进行速率阻尼和滚动角/偏航角控制效果对照图分别如图2和图3所示：用本发明方法后，卫星俯仰角速度由原来的最大-0.18°/s收敛到-0.06°/s的期望轨道角速度附近，波动小于0.05°/s，卫星的滚动角和偏航角由原来的1.5°收敛到0.4°范围内。

实施例二

本实施例中，步骤1)-3)与实施例一中的步骤1)-3)一致，在此不予赘述，在本实施例的步骤4)中，若姿控系统进行三轴速率阻尼，各轴(即x轴、y轴、z轴)磁力矩器输出磁矩计算公式可采用：

$M_i=-K\·{\stackrel{\·}{\tilde{B}}}_i(i=x,y,z)$

式中，M_i表示各轴磁力矩器输出磁矩，K为大于零的常数。

若姿控系统进行滚动角/偏航角控制，则X轴和Z轴磁力矩器输出磁矩为0，Y轴磁力矩器输出磁矩M_y计算公式可采用：

或者 $M_y=-K_2{B}_z\mathrm{\ψ}-K_3{\stackrel{\·}{\tilde{B}}}_y$

式中，K₁，K₂，K₃为大于零的增益，B_x，B_z为本体系地磁矢量在卫星X轴和Z轴的分量，

为所需磁矢量变化率在卫星Y轴的分量，

分别为卫星的滚动角和偏航角。

综上所述，本发明揭示了一种提高磁控稳定卫星控制精度的方法。现有的磁控方法直接利用磁强计测量结果差分值表征卫星的角速度信息，对卫星进行姿态控制，而由于卫星所在轨道磁场本身存在一定的变化，会引入干扰，影响磁控精度。本发明采用磁强计测量结果差分值与轨道磁场差分值的差值来表征卫星的角速度信息，作为计算磁控所需磁矢量变化率输入，消除了轨道磁场本身变化造成的磁控干扰，提高了卫星磁控的精度。本发明方法简单，效果明显，便于工程实现。同时，本发明所提方法还考虑了卫星轨道不可知的状态并制定了应对措施，具备较强的鲁棒性。所以，本发明有效克服了现有技术中的种种缺点而具高度产业利用价值。

上述实施例仅例示性说明本发明的原理及其功效，而非用于限制本发明。任何熟悉此技术的人士皆可在不违背本发明的精神及范畴下，对上述实施例进行修饰或改变。因此，举凡所属技术领域中具有通常知识者在未脱离本发明所揭示的精神与技术思想下所完成的一切等效修饰或改变，仍应由本发明的权利要求所涵盖。

Claims (7)

1.一种提高卫星磁控精度的方法，其特征在于，所述方法至少包括以下步骤：

1)利用当前时刻和前一时刻的磁强计测量值进行差分，计算卫星的本体系地磁矢量变化率；

2)判断卫星的当前轨道位置是否可知，若否，则不计算轨道系地磁矢量变化率；若是，则依据卫星的当前轨道位置，通过查磁场表或根据磁场模型计算的方式计算轨道系地磁矢量，利用当前时刻和前一时刻计算结果进行差分，计算卫星的轨道系地磁矢量的变化率；

3)依据卫星轨道状态，计算磁控算法所需磁矢量变化率输入，若轨道可知，计算卫星的本体系地磁矢量变化率与轨道系地磁矢量变化率的差值，结果作为磁控输入；若轨道不可知，直接将所述本体系地磁矢量变化率作为磁控输入；

4)依据卫星当前控制模式、当前姿态以及所述步骤3)的结果，计算卫星的各轴磁力矩器输出磁矩的大小。

2.根据权利要求1所述的提高卫星磁控精度的方法，其特征在于，于所述步骤1)中，所述卫星的本体系地磁矢量变化率为：

${\stackrel{\·}{B}}_b=\left[\begin{array}{ccc}{\stackrel{\·}{B}}_{\mathrm{bx}}& {\stackrel{\·}{B}}_{\mathrm{by}}& {\stackrel{\·}{B}}_{\mathrm{bz}}\end{array}\right],$

设定当前时刻与前一时刻本体系地磁矢量分别为B_b和B_{b_pre}，两时刻间隔周期为ΔT，则

计算公式为：

${\stackrel{\·}{B}}_b=\frac{B_b-B_{b\_\mathrm{pre}}}{\mathrm{\ΔT}}.$

3.根据权利要求1所述的提高卫星磁控精度的方法，其特征在于，于所述步骤2)中，所述卫星的轨道系地磁矢量的变化率为：

${\stackrel{\·}{B}}_o=\left[\begin{array}{ccc}{\stackrel{\·}{B}}_{\mathrm{ox}}& {\stackrel{\·}{B}}_{\mathrm{oy}}& {\stackrel{\·}{B}}_{\mathrm{oz}}\end{array}\right],$

设定当前时刻与前一时刻轨道系地磁矢量分别为B_o和B_{o_pre}，两时刻间隔周期为ΔT，

计算公式为：

${\stackrel{\·}{B}}_o=\frac{B_o-B_{o\_\mathrm{pre}}}{\mathrm{\ΔT}}.$

4.根据权利要求1所述的提高卫星磁控精度的方法，其特征在于，于所述步骤3)中，磁控算法所需磁矢量变化率为：

$\stackrel{\·}{\tilde{B}}=\left[\begin{array}{ccc}{\stackrel{\·}{\tilde{B}}}_x& {\stackrel{\·}{\tilde{B}}}_y& {\stackrel{\·}{\tilde{B}}}_z\end{array}\right],$ 计算公式为：

$\stackrel{\·}{\tilde{B}}={\stackrel{\·}{B}}_b-k\·{\stackrel{\·}{B}}_o,$

式中，和

分别为所需磁矢量变化率、本体系地磁矢量变化率、以及轨道系地磁矢量变化率，k为计算系数。

5.根据权利要求4所述的提高卫星磁控精度的方法，其特征在于，于所述步骤2)中，判断卫星的当前轨道位置可知时，所述步骤3)中的计算系数k＝1；判断卫星的当前轨道位置不可知时，所述步骤3)中的计算系数k＝0。

6.根据权利要求1所述的提高卫星磁控精度的方法，其特征在于，于所述步骤4)中，速率阻尼时各轴磁力矩器输出磁矩计算公式为：

$M_i=-M_{\max }\mathrm{sign}\left({\stackrel{\·}{\tilde{B}}}_i\right)(i=x,y,z);$

式中，M_i表示各轴磁力矩器输出磁矩，sign为取符号函数，M_max为磁力矩器最大输出磁矩，为所需磁矢量变化率在卫星i轴的分量；

滚动角/偏航角控制时Y轴磁力矩器输出磁矩计算公式为：

式中，M_y表示Y轴磁力矩器输出磁矩，K₁，K₂，K₃为大于零的增益，B_x，B_z为本体系地磁矢量在卫星X轴和Z轴的分量，分别为卫星的滚动角和偏航角，

为所需磁矢量变化率在卫星Y轴的分量。

7.根据权利要求1所述的提高卫星磁控精度的方法，其特征在于，于所述步骤4)中，速率阻尼时各轴磁力矩器输出磁矩计算公式为：

$M_i=-K\·{\stackrel{\·}{\tilde{B}}}_i(i=x,y,z);$

式中，M_i表示各轴磁力矩器输出磁矩，K为大于零的常数，

为所需磁矢量变化率在卫星i轴的分量；

滚动角/偏航角控制时Y轴磁力矩器输出磁矩计算公式为：

或者 $M_y=-K_2{B}_z\mathrm{\ψ}-K_3{\stackrel{\·}{\tilde{B}}}_y;$

式中，K₁，K₂，K₃为大于零的增益，B_x，B_z为本体系地磁矢量在卫星X轴和Z轴的分量，

分别为卫星的滚动角和偏航角，

为所需磁矢量变化率在卫星Y轴的分量。

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