CN103019248B

CN103019248B - 火星探测器自主对日定向最简控制方法

Info

Publication number: CN103019248B
Application number: CN201110289885.8A
Authority: CN
Inventors: 尹海宁; 李芳华; 蔡陈生; 周连文; 熊厚玲; 季诚胜; 范蕾懿; 刘振刚
Original assignee: SHANGHAI AEROSPACE CONTROL ENGINEERING INSTITUTE
Current assignee: SHANGHAI AEROSPACE CONTROL ENGINEERING INSTITUTE
Priority date: 2011-09-27
Filing date: 2011-09-27
Publication date: 2016-08-03
Anticipated expiration: 2031-09-27
Also published as: CN103019248A

Abstract

本发明公开一种火星探测器自主对日定向最简控制方法，使用于火星探测器任意姿态情况下完成全姿态捕获太阳和对日定向，仅仅使用模拟太阳角计作测量，反作用飞轮作为执行部件提供控制力矩。直接使用太阳角计的测量值，无须通过滤波算法确姿态，真正实现了不依赖陀螺的安全模式。与现有技术相比，其有益效果是：该方法能够使火星探测器以最小配置自主完成全姿态捕获太阳和对日定向，提高了系统长期运行的可靠性，具有实用性。

Description

火星探测器自主对日定向最简控制方法

技术领域

本发明涉及一种火星探测器对太阳定向姿态控制技术，尤其是用于火星探测器任意姿态情况下完成对日定向，仅使用模拟太阳角计作为测量部件，反作用飞轮作为执行部件提供控制力矩。

背景技术

国内研制火星探测器，在执行火星探测任务时，首先要太阳帆板对日定向，确保整星能源安全，由于火星与地球距离遥远无法进行实时遥控，因此需要火星探测器任意姿态情况下能够自主完成捕获太阳和对日定向，为实现相关功能，综合电子计算机需要进行对日姿态计算、自主故障诊断、工作模式切换等操作，同时根据地面指令或自主重新捕获太阳和对日定向。

火星探测器对整星质量有严格要求，需要优化单机配置，研制最小硬件配置下的自主对日定向控制方法。

发明内容

针对现有技术存在的不足，本发明要解决的技术问题是提供一种火星探测器自主对日定向最简控制方法，无需陀螺的角速度数据作为反馈，采用太阳敏感器和飞轮的最小配置，能够自主完成全姿态捕获太阳和对日定向，增加系统长期运行的可靠性。

为解决上述技术问题，本发明是通过以下的技术方案实现的，一种火星探测器自主对日定向最简控制方法，其具体包括如下步骤：

1.探测器进入全姿态对日定向模式后，向偏航飞轮发送固定转速指令；

2.采用“比例+微分”的PD控制方式进行捕获太阳控制，利用模拟太阳角计测量值计算的太阳角作为P项反馈，利用太阳角的微分作为D项反馈；

3.进行太阳角判断，当滚动、俯仰太阳角持续800s小于10°时切换控制律；

4.完成捕获太阳后采用“比例+积分”的PI控制方式进行稳态对日定向，利用模拟太阳角计测量值计算的太阳角作为P项反馈，利用太阳角的积分作为I项反馈；

本发明采用的方法与现有技术相比，其优点和有益效果是：

本发明方法解决了火星探测任意姿态情况下捕获太阳和对日定向问题，使得火星探测器全姿态对日定向的可靠性得到提高；火星探测器长期运行时不需要陀螺测量信息，也可以降低火星探测器对陀螺的配置要求，从而增加系统长期运行的可靠性。

附图说明

以下将结合附图和实施例对本发明作进一步说明。

图1为本发明模拟太阳角计构型示意图；

图2为模拟太阳角计1与星体的关系图；

图3为模拟太阳角计2与星体的关系图；

具体实施方式

当火星探测器进入全姿态捕获太阳时，首先根据模拟太阳角计测量值计算太阳角及角速率，进行太阳捕获控制，捕获太阳后，进入对日定向控制以完成卫星能源可靠供应。各模式下的具体实施方式如下所述。

如图1、图2和图3所示，模拟太阳角计为金字塔构型，其中模拟太阳角计1a和1b有4片电池输出电压，分别为L1a1、L1a2、L1a3、L1a4、L1b1、L1b2、L1b3、L1b4；模拟太阳角计2a和2b有一个面被星体遮挡，只有三片电池输出电压，分别为L2a1、L2a2、L2a3、L2b1、L2b2、L2b3；模拟太阳角计1a、1b安装在星体顶板正面(见图2)，模拟太阳角计2a、2b安装在星体顶板反面(见图3)。首先判断太阳方位，然后进行太阳角计算：

L11＝max(L1a1，L1b1)；

L12＝max(L1a2，L1b2)；

L13＝max(L1a3，L1b3)；

L14＝max(L1a4，L1b4)；

L21＝max(L2a1，L2b3)；

L22＝L2a2；

L23＝max(L2a3，L2b1)；

L24＝L2b2；

L1＝L11+L12+L13+L14；

L2＝L21+L22+L23+L24；

若L1＞L2，则太阳角计算为：

θ = \frac{L 11 - L 13}{L 11 + L 13}

若L1＜L2且L12＞L14，L11＞L13则太阳角计算为：

θ = π - \frac{L 11 - L 13}{L 11 + L 13}

若L1＜L2且L12＜L14，L11＜L13则太阳角计算为：

θ = - π - \frac{L 11 - L 13}{L 11 + L 13}

捕获太阳时采用“比例+微分”的PD控制，模拟太阳角计测量值计算的太阳角作为P项反馈，太阳角的微分作为D项反馈，其中滚动、俯仰轴在光照区闭环控制律如下所示，偏航轴始终发送固定转速指令。

R_{y} = K_{p 2} θ + K_{d 2} \overset{\cdot}{θ}

式中R_x——滚动轴飞轮转速指令；

R_y——俯仰轴飞轮转速指令；

K_p1——滚动轴P项反馈系数；

K_p2——俯仰轴P项反馈系数；

K_d1——滚动轴D项反馈系数；

K_d2——俯仰轴D项反馈系数；

对日定向时采用“比例+积分”的PI控制，模拟太阳角计测量值计算的太阳角作为P项反馈，太阳角的积分作为I项反馈，其中滚动、俯仰轴在光照区闭环控制律如下所示，偏航轴始终发送固定转速指令。

R_{y} = K_{p 2} θ + K_{i 2} {&Integral;}_{t_{0}}^{t} θdt

式中R_x——滚动轴飞轮转速指令；

R_y——俯仰轴飞轮转速指令；

K_p1——滚动轴P项反馈系数；

K_p2——俯仰轴P项反馈系数；

K_i1——滚动轴I项反馈系数；

K_i2——俯仰轴I项反馈系数；

t₀——进入对日定向的起始时刻；

t——当前时刻。

Claims

1.火星探测器自主对日定向最简控制方法，其特征在于包括如下步骤：

1)探测器进入全姿态对日定向模式后，向偏航飞轮发送固定转速指令；

2)采用“比例+微分”的PD控制方式进行捕获太阳控制，利用模拟太阳角计测量值计算的太阳角作为P项反馈，利用太阳角的微分作为D项反馈；

3)进行太阳角判断，当滚动、俯仰太阳角持续800s小于10°时切换控制律；

4)完成捕获太阳后采用“比例+积分”的PI控制方式进行稳态对日定向，利用模拟太阳角计测量值计算的太阳角作为P项反馈，利用太阳角的积分作为I项反馈。

2.根据权利要求1所述的火星探测器自主对日定向最简控制方法，其特征在于：所述步骤2)中，采用“比例+微分”的PD控制方式进行捕获太阳控制，利用模拟太阳角计测量值计算的太阳角作为P项反馈，利用太阳角的微分作为D项反馈，偏航轴始终发送固定转速指令，滚动轴、俯仰轴飞轮转速指令计算公式为：

R_{y} = K_{p 2} θ + K_{d 2} \overset{\cdot}{θ}

式中R_x——滚动轴飞轮转速指令；

R_y——俯仰轴飞轮转速指令；

K_p1——滚动轴P项反馈系数；

K_p2——俯仰轴P项反馈系数；

K_d1——滚动轴D项反馈系数；

K_d2——俯仰轴D项反馈系数；

为滚动太阳角；

θ为俯仰太阳角。

3.根据权利要求1所述的火星探测器自主对日定向最简控制方法，其特征在于：所述步骤4)中，完成捕获太阳后采用“比例+积分”的PI控制方式进行稳态对日定向，利用模拟太阳角计测量值计算的太阳角作为P项反馈，利用太阳角的积分作为I项反馈，偏航轴始终发送固定转速指令，滚动轴、俯仰轴飞轮转速指令计算公式为：

R_{y} = K_{p 2} θ + K_{i 2} {&Integral;}_{t_{0}}^{t} θ d t

式中R_x——滚动轴飞轮转速指令；

R_y——俯仰轴飞轮转速指令；

K_p1——滚动轴P项反馈系数；

K_p2——俯仰轴P项反馈系数；

K_i1——滚动轴I项反馈系数；

K_i2——俯仰轴I项反馈系数；

t₀——进入对日定向的起始时刻；

t——当前时刻；

为滚动太阳角；

θ为俯仰太阳角。