CN102591349A - 高轨道卫星大初始角速率情况的无陀螺太阳捕获控制方法 - Google Patents

Abstract

高轨道卫星大初始角速率情况的无陀螺太阳捕获控制方法，当星箭分离后，或正常进入太阳捕获前，满足条件后自主进入大初始角速率情况下的无陀螺太阳捕获模式。首先进行速率阻尼，在太阳敏感器视场太阳可见时段，进行负反馈卫星姿态控制，使太阳敏感器测量输出的X轴姿态与Y轴姿态向0°方向控制，使卫星-Z轴指向太阳方向；在太阳敏感器视场太阳不可见时段，采用相应的推力器脉冲宽度Δt_i补偿控制卫星的角速率。速率阻尼完成或速率阻尼达360s后，若太阳不在-Z面的太阳敏感器视场内，则开始太阳搜索；一旦-Z面两个太阳敏感器有太阳出现信号输出2.048s后，便转入巡航方式。巡航后，在地影期间，X轴、Y轴姿态反馈信号保持为0。

Description

高轨道卫星大初始角速率情况的无陀螺太阳捕获控制方法

技术领域

本发明涉及一种卫星陀螺多重故障情况下的控制方法。

背景技术

高轨道卫星太阳捕获模式分为速率阻尼、俯仰搜索、滚动搜索和巡航四个方式。太阳捕获模式作为安全模式，正常情况下，在星箭分离后由卫星姿态轨道控制系统(AOCE)的程控指令启动。转移轨道卫星变轨后即将离境前可以由地面遥控进入巡航，在转移轨道控制系统发生硬件故障报警，或在同步轨道硬件故障报警进入硬件故障报警对地指向安全模式(ESM)40分钟内找不到地球后，均可由控制系统的星上计算机(OBC)自主切换到太阳捕获模式。

高轨道卫星上通常安装一个陀螺组件，共四个陀螺(3+1S液浮速率积分陀螺)，其中三个陀螺正交安装，输入轴分别沿卫星本体的X轴(即滚动轴)、Y轴(即俯仰轴)、Z轴(即偏航轴)，用以测量星体角速率沿各轴的分量ω_X、ω_Y、ω_Z及其积分，另一个斜装陀螺(S轴陀螺)用于故障顶替，斜装陀螺与-X轴、Y轴、Z轴的夹角均为54.736°。在转移轨道段用陀螺测量卫星的角速度，用红外地球敏感器和太阳敏感器确定卫星三轴姿态。当太阳不在太阳敏感器视场时，用Z轴陀螺积分确定偏航角。当四个陀螺角速率测量值均小于饱和值时，不考虑陀螺角速率测量误差时，四个陀螺输出的角速率满足如下平衡方程：

其中ω_s为S轴陀螺输出的角速度。当三个正交安装的陀螺均工作正常时，用这三个陀螺确定各轴的角速率和陀螺积分值，当正交安装的陀螺中的任一陀螺故障时，需要用斜装陀螺(S轴陀螺)顶替故障陀螺，并根据平衡方程计算得到故障陀螺的角速率，对角速度积分得到积分值。

当四个陀螺有一个或多个陀螺失效且星上陀螺均未标明健康字时，四个陀螺角速率测量值平衡方程不能满足，因此在不知道哪些陀螺有故障时，就不可能继续采用有陀螺的控制模式。当星箭分离时，ω_X、ω_Y、ω_Z、ω_S有一个或多个实际值超过饱和值(例如±1°/s)范围时，ω_X、ω_Y、ω_Z、ω_S的输出值有一个或多个为饱和值，四个陀螺角速率测量值就不能满足平衡方程，因无过程数据可供星上自主辨识，星上难以判定是陀螺故障还是运载产生的星箭分离三轴角速度大幅度超差，因此也不可能继续采用有陀螺控制模式了。此时不能简单的以设置角速率偏置值的方法来建立或消除俯仰搜索和滚动搜索角速率，也不能进行速率阻尼闭环控制，就可能导致卫星姿态失控，如果长时间不能实现太阳捕获，长时间靠星上蓄电池供电，一旦超出蓄电池供电能力，导致蓄电池损坏，星上能源系统无法供电，就将导致卫星失败。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种大初始角速率情况下的无陀螺太阳捕获控制方法，可以在星箭分离三轴角速度远大于0.5°/s、或四个陀螺角速率测量值平衡方程不能满足、或在转移轨道控制系统发生多重硬件故障报警、或在同步轨道发生多重故障又没有可用三轴角速率测量信号的情况下，自主实现太阳捕获并自主转巡航，确保卫星的能源安全。

本发明的技术解决方案是：高轨道卫星大初始角速率情况的无陀螺太阳捕获控制方法，步骤如下：

(1)当星箭分离后，或正常控制流程进入太阳捕获前，或硬件故障报警进入太阳捕获前，当满足以下三个条件中的任意一个时，卫星自主选择进入大初始角速率情况下的无陀螺太阳捕获模式，

A、陀螺线路盒均不健康；B、陀螺马达不健康个数大于1个；

C、陀螺顶替标志为无顶替且|(ω_Y+ω_Z-ω_X)-ω_S×1.732|＞ω_SLimit连续满足次数超过预设值，ω_SLimit为角速率比较误差限；

(2)进入大初始角速率情况下的无陀螺太阳捕获模式后，首先进行速率阻尼，在太阳敏感器视场太阳可见时段，不仅将太阳敏感器在轴测量角作为姿态控制信号，而且将卫星第i轴太阳敏感器在轴测量角差分滤波平均得到的卫星角速率估计ω_i代替角速率测量信号并减去偏置值后求得角速率控制信号U_di，使超出偏置值的卫星角速率减小，使太阳敏感器测量输出的X轴姿态与Y轴姿态向0°方向控制，使卫星-Z轴指向太阳方向；在太阳敏感器视场太阳不可见时段，采用相应的推力器脉冲宽度Δt_i补偿控制卫星的角速率，Δt_i＝I_i×Δω_i/T_i，i＝x、y，z，Δω_i为需建立或消除卫星第i轴的角速率增量，Δω_i＝U_di，I_i为卫星第i轴的转动惯量理论值，T_i为卫星第i轴的推力器控制力矩理论值，其中Δω_i为正，则由产生第i轴负向控制力矩的推力器进行速率阻尼补偿控制，Δω_i为负，则由产生第i轴正向控制力矩的推力器进行速率阻尼补偿控制；

(3)速率阻尼完成或速率阻尼达360s后，若太阳不在-Z面的太阳敏感器视场内，则开始太阳搜索；先作俯仰搜索，卫星以-0.5°/s绕Y轴转动，若720s后，-Z面太阳敏感器仍未看到太阳，再作滚动搜索，使卫星以0.5°/s绕X轴转动，若800s后仍不成功，则重作俯仰、滚动搜索；一旦-Z面两个太阳敏感器有太阳出现信号输出2.048s后，便转入巡航方式；作俯仰、滚动搜索时以程控方式建立或消除俯仰搜索和滚动搜索角速率，方法同步骤(2)中太阳敏感器视场太阳不可见时段的控制方法；

(4)无陀螺太阳捕获转入巡航方式后，X轴、Y轴姿态反馈信号保持为0，其中X轴、Y轴、Z轴分别为卫星的滚动轴、俯仰轴和偏航轴。

本发明与现有技术相比的优点在于：国内高轨道通信卫星的陀螺组件通常是3+1，当卫星实际角速率大于饱和值(例如±1°/s)时，陀螺角速率输出值为饱和值±1°/s，四个陀螺角速率平衡方程难以满足，特别是当陀螺组件发生硬件故障时，又不能自主切除不可信的陀螺角速率信号，就会导致推进剂大量损耗，如果大初始角速率长时间消除不了，太阳翼法向长时间不能指向太阳，也将导致蓄电池深度放电而受损。为确保卫星能源供应与安全，高轨道卫星必需增加能自主切入的大初始角速率或陀螺故障情况下的无陀螺太阳捕获模式，而本发明方法即可适用于该种控制模式，而且不必增加硬件，只需修改应用软件即可轻松实现，具有很好的工程可行性与实用性，推广应用前景很好。

附图说明

图1为本发明方法的控制原理图，其中PR调制器即伪速率调制器；

图2为本发明方法的流程图。

具体实施方式

在星箭分离时可能出现的初始角速率超出指标、陀螺等多重故障牵引了大初始角速率情况下的无陀螺太阳捕获控制方法的研究。大初始角速率情况的无陀螺太阳捕获模式与有陀螺太阳捕获模式的主要差别是卫星出现初始角速率大而且超过陀螺饱和值或/且陀螺有故障的情况，此时四个陀螺角速率测量值平衡方程不能满足，不能采用三轴角速度测量信号作为控制器的输入，太阳捕获不能简单的以改变角速率偏置值的方法来建立或消除俯仰搜索和滚动搜索角速率，也不能进行速率阻尼闭环控制，只能部分采用星上程控方式(星上计算机按设计好的程序与公式进行计算与控制)实现。

大初始角速率的无陀螺太阳捕获方法原理采用了与有陀螺太阳捕获方法原理类似的单轴控制方式，控制框图如图1所示。图1中采用太阳敏感器在轴测量角差分信号((计算机本次采样周期测量角-上一周期测量角)/Ts)的滤波平均卫星角速率估计ω_i减去第i轴的角速率偏置值ω_ib得出的角速率控制信号U_di(第i轴的U_d)替代有陀螺太阳捕获时的陀螺角速率测量信号ω_i减去第i轴的角速率偏置值ω_ib得出的角速率控制信号U_G。在太阳敏感器不可见太阳时(太阳可见标志SP＝0时)置U_d＝0，用程控方式求得俯仰和滚动角速率的补偿控制推力器脉冲宽度为Δt_i＝I_i×Δω_i/T_i，i＝x、y，I_i为卫星第i轴的转动惯量理论值，T_i为卫星第i轴的推力器控制力矩理论值，Δω_i即卫星第i轴太阳敏感器可见太阳时在轴测量角差分滤波平均得到的卫星角速率估计的末段平均值ω_i减去目标角速度(即角速率偏置值ω_ib)求得的U_di。

无陀螺太阳捕获模式的姿态信号组合方式与姿态和速率信号偏置分别见表1与表2，在形式上与有陀螺太阳捕获模式相类似，但实际上无陀螺太阳捕获模式没有了陀螺角速率测量信号及角速率积分信号。表2中俯仰搜索与滚动搜索的偏置角速率也用于计算程控方式建立或消除俯仰搜索与滚动搜索角速率的推力器工作脉冲宽度，其流程如图2所示。

表1太阳捕获模式的姿态信号组合方式

表1中有陀螺时的Φr与θr是陀螺速率积分输出的X轴姿态(即滚动姿态角)与Y轴姿态(即俯仰姿态角)，S61、S62表示是太阳敏感器S61、S62测量输出的X轴姿态(即滚动姿态角)与Y轴姿态(即俯仰姿态角)。

表2太阳捕获模式的姿态和速率信号偏置

表2中有陀螺巡航时角速率偏置ω_zb也可设置为-0.5°/s(相对-Z轴即0.5°/s)。角标b表示偏置，无陀螺太阳捕获时Z轴角速率没有可替代的姿态测量值的差分信号，因此不设置ω_zb。

首先，选择进入大初始角速率或/且陀螺故障情况下无陀螺太阳捕获模式的判断与控制逻辑如下：

星箭分离后，或正常控制流程进入太阳捕获前，或硬件故障报警进入太阳捕获前，当满足以下三个条件中的任意一个条件时，卫星自主选择进入大初始角速率情况下的无陀螺太阳捕获模式，

A、陀螺线路盒均不健康

B、陀螺马达不健康个数大于1个

C、若陀螺顶替标志为无顶替且连续五次以上|(ω_Y+ω_Z-ω_X)-ω_S×1.732|＞ω_SLimit，ω_SLimit为角速率比较误差限，为角速率测量误差的10倍，通常取0.1°/s。

星箭分离前火箭沿卫星X轴(滚动轴)和Y轴(俯仰轴)方向加速超过饱和值，或正常指地模式出现故障，卫星X轴或Y轴姿态失控不能保持Z轴(偏航轴)指地方向，进入大初始角速率情况下的无陀螺太阳捕获模式后，首先进行速率阻尼，太阳敏感器视场太阳可见时段，卫星第i轴太阳敏感器在轴测量角差分滤波平均得到的卫星角速率估计ω_i即U_di(因为速率阻尼时角速率偏置值为0)，太阳敏感器视场太阳不可见时段速率阻尼补偿控制推力器脉冲宽度为Δt_i，Δt_i＝I_i×Δω_i/T_i，i＝x、y，I_i为卫星第i轴的转动惯量理论值，T_i为卫星第i轴的推力器控制力矩理论值，其中Δω_i即为太阳敏感器视场太阳可见时段末段太阳敏感器测量角剔野、差分滤波平均得到的卫星角速率估计值ω_i(即太阳可见时段的最后的卫星角速率估计值)减去第i轴的角速率偏置值ω_ib(速率阻尼时角速率偏置值为0)求得的U_di，Δω_i为正，则由产生第i轴负向控制力矩的推力器进行速率阻尼补偿控制，Δω_i为负，则由产生第i轴正向控制力矩的推力器进行速率阻尼补偿控制；

速率阻尼完成后，或速率阻尼达360s后，若太阳不在-Z面的太阳敏感器视场内，则说明卫星-Z轴在卫星质心指向太阳的太阳矢量方向为中心的60°半锥角外面，需开始太阳搜索；先作俯仰搜索，卫星以-0.5°/s绕Y轴转动，若720s后，-Z面太阳敏感器仍未看到太阳，再作滚动搜索，使卫星以0.5°/s绕X轴转动，若800s后仍不成功，则重作俯仰、滚动搜索；一旦-Z面两个太阳敏感器有太阳出现信号输出32Ts后，便转入巡航方式；作俯仰、滚动搜索时以程控方式建立或消除俯仰搜索和滚动搜索角速率，方法同步骤(2)，建立或消除俯仰搜索和滚动搜索角速率的补偿控制推力器脉冲宽度为Δt_i＝I_i×Δω_i/T_i，i＝x、y，Δω_i即卫星第i轴太阳敏感器可见太阳时在轴测量角差分滤波平均得到的卫星角速率估计的末段值ω_i减去目标角速率求得的U_di，如太阳敏感器一直不可见太阳，ω_i即为0，Δω_i为(0-目标角速度)，目标角速率详见表2。

速率阻尼、俯仰搜索、滚动搜索过程中太阳敏感器在太阳可见时段，其在轴测量角信号和(测量角差分信号与目标角速率之差U_d)将自动输入到图1所示星上计算机(OBC)的由一个一阶滤波器+一个二阶滤波器+一个伪速率(PR)调制器组成的比例微分(PD)控制器(图中未画用于姿态控制的推力器)实现负反馈姿态控制，使太阳敏感器S61、S62测量输出的X轴姿态(即滚动姿态角)与Y轴姿态(即俯仰姿态角)向0°方向控制，使卫星-Z轴指向太阳方向，此姿态控制过程也能起到减小卫星原有角速率的作用。

当三轴初始角速率大于1°/s时，由于太阳敏感器的输出变化太快，太阳敏感器视场易周而复始地出现丢失、再出现再丢失，难以有效地阻尼卫星很大的初始角速率，为此利用太阳敏感器视场太阳可见时段太阳敏感器测量角剔野(即将不可信的跳变作为野值剔除)后、差分滤波平均得到末段角速率估计ω_i(ω_x或ω_y)，自主计算速率阻尼补偿控制推力器脉冲宽度，以便在太阳敏感器视场太阳不可见、伪速率(PR)调制器停止输出控制脉冲时段，用ω_x或ω_y减去不同工作方式时的理论角速率偏置值ω_xb或ω_yb(速率阻尼方式ω_xb和ω_yb均为0)得到的U_dx或U_dy，再乘以对应轴的卫星转动惯量理论值I_x或I_y，再除以对应轴控制力矩极性与U_dx或U_dy极性相反的推力器的控制力矩理论值T_cx或T_cy，就可求得对应轴推力器控制的程控脉冲宽度Δt_cx或Δt_cy，使卫星用此阻尼补偿控制推力器脉冲减小剩余角速率(俯仰搜索或滚动搜索时仍保留约±0.5°/s的太阳搜索角速率)。太阳敏感器视场太阳不可见时将控制器输入的U_dx和U_dy清零，无陀螺太阳捕获模式时Z轴角速率没有可替代的姿态测量值的差分信号，Z轴ω_z常为0，也不设置ω_zb，U_dy为0，无陀螺巡航时Z轴角速率不自主控制，不影响-Z轴指向太阳方向。

俯仰搜索、滚动搜索控制逻辑如下：

速率阻尼后，U_d的末段平均值已小于0.1°/s，若太阳已不在-Z面的太阳敏感器视场内，则开始太阳搜索。先作俯仰搜索，卫星以-0.5°/s绕Y轴转动，若720s后，-Z面太阳敏感器仍未看到太阳，再作滚动搜索，使卫星以0.5°/s绕X轴转动。若800s后仍不成功，则重作俯仰、滚动搜索。但由于太阳敏感器视场太阳不可见时没有任何角速率测量信息，搜索角速率的建立或消除不再采取陀螺角速率输出与设置的俯仰搜索和滚动搜索角速率偏置值相减的方法由控制器自动实现，而是以程控方式建立或消除俯仰搜索和滚动搜索角速率，将理论角速率偏置值ω_xb或ω_yb，乘以对应轴的卫星转动惯量理论值I_x或I_y，再除以对应轴推力器控制的控制力矩理论值T_cx或T_cy，就可求得建立或消除俯仰搜索和滚动搜索角速率对应轴推力器控制的程控脉冲宽度Δt_cx或Δt_cy，一旦-Z面两个太阳敏感器有太阳出现信号输出32Ts后，便转入巡航，卫星-Z轴指向太阳，此时卫星的太阳翼的法线指向太阳，无陀螺太阳捕获模式巡航方式的Z轴角速度可不控制。

以程控方式计算推力器脉冲宽度Δt_i的通用公式如下：

Δt_i＝I_i×Δω_i/T_i    (i＝x，y)

公式中ω_i为需程控建立或消除卫星第i轴的角速度增量，I_i为卫星第i轴的转动惯量理论值，T_i为卫星第i轴的推力器控制力矩理论值。

无陀螺太阳捕获模式巡航方式时，在地影期间，因为没有可替代太阳敏感器S61、S62姿态测量输出的X轴与Y轴的陀螺角速率积分信号，X轴、Y轴姿态反馈信号变为0，出地影后能确保太阳仍在两个太阳敏感器视场内(太阳敏感器视场不小于±60°)。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (1)

1.高轨道卫星大初始角速率情况的无陀螺太阳捕获控制方法，其特征在于步骤如下：

(1)当星箭分离后，或正常控制流程进入太阳捕获前，或硬件故障报警进入太阳捕获前，当满足以下三个条件中的任意一个时，卫星自主选择进入大初始角速率情况下的无陀螺太阳捕获模式，

A、陀螺线路盒均不健康；B、陀螺马达不健康个数大于1个；

C、陀螺顶替标志为无顶替且|(ω_Y+ω_Z-ω_X)-ω_S×1.732|＞ω_SLimit连续满足次数超过预设值，ω_SLimit为角速率比较误差限；

(2)进入大初始角速率情况下的无陀螺太阳捕获模式后，首先进行速率阻尼，在太阳敏感器视场太阳可见时段，不仅将太阳敏感器在轴测量角作为姿态控制信号，而且将卫星第i轴太阳敏感器在轴测量角差分滤波平均得到的卫星角速率估计ω_i代替角速率测量信号并减去偏置值后求得角速率控制信号U_di，使超出偏置值的卫星角速率减小，使太阳敏感器测量输出的X轴姿态与Y轴姿态向0°方向控制，使卫星-Z轴指向太阳方向；在太阳敏感器视场太阳不可见时段，采用相应的推力器脉冲宽度Δt_i补偿控制卫星的角速率，Δt_i＝I_i×Δω_i/T_i，i＝x、y，z，Δω_i为需建立或消除卫星第i轴的角速率增量，Δω_i＝U_di，I_i为卫星第i轴的转动惯量理论值，T_i为卫星第i轴的推力器控制力矩理论值，其中Δω_i为正，则由产生第i轴负向控制力矩的推力器进行速率阻尼补偿控制，Δω_i为负，则由产生第i轴正向控制力矩的推力器进行速率阻尼补偿控制；

(3)速率阻尼完成或速率阻尼达360s后，若太阳不在-Z面的太阳敏感器视场内，则开始太阳搜索；先作俯仰搜索，卫星以-0.5°/s绕Y轴转动，若720s后，-Z面太阳敏感器仍未看到太阳，再作滚动搜索，使卫星以0.5°/s绕X轴转动，若800s后仍不成功，则重作俯仰、滚动搜索；一旦-Z面两个太阳敏感器有太阳出现信号输出2.048s后，便转入巡航方式；作俯仰、滚动搜索时以程控方式建立或消除俯仰搜索和滚动搜索角速率，方法同步骤(2)中太阳敏感器视场太阳不可见时段的控制方法；

(4)无陀螺太阳捕获转入巡航方式后，X轴、Y轴姿态反馈信号保持为0，其中X轴、Y轴、Z轴分别为卫星的滚动轴、俯仰轴和偏航轴。

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