CN103092209B - 一种基于动量轮控制的全姿态捕获方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种基于动量轮控制的全姿态捕获方法，包括如下步骤：（1）速率阻尼；（2）恒星捕获；（3）姿态更新和星本体地磁强度计算；（4）太阳搜索和太阳定向姿态确定；（5）目标捕获姿态确定；（6）轮控调姿和磁力矩器卸载。本发明针对航天器全姿态捕获问题，提出一种工程可操作性强的、基于动量轮控制的全姿态捕获方法。

Description

一种基于动量轮控制的全姿态捕获方法

技术领域

本发明属于航天器姿态控制领域，涉及一种基于动量轮控制的全姿态捕获方法。

背景技术

全姿态捕获是指航天器丢失姿态基准或者需要重新定向姿态时的一种控制过程，可以使航天器对惯性定向；也可以使航天器某方向对太阳定向，保障整星能源，择机重捕地球，转回正常运行模式；或者直接转回对地定向运行模式。以往卫星全姿态捕获控制过程一般采用喷气控制方式，近年又针对小卫星开展了磁控捕获研究，而当前卫星大多配置了动量轮，利用动量轮进行全姿态捕获的研究却很少涉及。关于全姿态捕获的相关文献有：屠善澄，卫星姿态动力学与控制[M]，宇航出版社，2001：513~517，文中讨论了基于陀螺、太阳敏感器和红外地球敏感器的“太阳-地球捕获”和“地球-太阳捕获”两种全姿态捕获方式的原理和方法。钱山等，纯磁控微小卫星的姿态捕获控制研究，宇航学报，32卷（1），2011：72~80，针对纯磁控微小卫星姿态捕获问题，提出了一种基于姿态角和姿态角速度反馈的磁矩能量控制律。耿云海等，小卫星主动磁控制地球捕获姿态控制系统设计，航空学报，21卷（2），2000：142~145，设计了一种磁力矩器控制的磁偶极子算法，最后给出了某小卫星姿态捕获仿真结果。

耿云海等，专利“CN201010296539基于磁力矩器和飞轮的卫星姿态全方位控制方法”，给出了一种利用磁力矩器和飞轮完成卫星入轨阶段全方位姿态控制的方法，根据磁强计测量的地磁场强度向量、陀螺测量的卫星角速度设计了一种计算磁力矩器控制的磁矩向量算法，磁阻尼完成后同时引入动量轮和太阳敏感器实现对日捕获控制。上述方法存在如下不足：仅考虑了单独对地或对日捕获；采用推进系统或磁力矩器进行姿态捕获，消耗燃料或捕获速度慢；采用太阳敏感器，存在地影区不能见太阳的问题；采用磁强计，不仅增加了硬件配置而且需要考虑磁强计和磁力矩器分时工作问题。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是：针对航天器全姿态捕获问题，提出一种工程可操作性强的、基于动量轮控制的全姿态捕获方法。

本发明包括如下技术方案：一种基于动量轮控制的全姿态捕获方法，包括如下步骤：

（1）速率阻尼

根据陀螺测量数据预估姿态和角速度，动量轮作为执行机构，采用PD控制律，将卫星角速度阻尼到所确定的阈值；

（2）恒星捕获

速率阻尼完成一定时间后，所述一定时间指大于星敏感器全天区捕获时间指标，判断星敏感器数据，如果星敏感器没有识别出有效恒星，则转动星体一定角度以改变搜索天区，再判断星敏感器数据，直至完成恒星捕获，获得初始姿态，此过程动量轮作为执行机构，采用PD控制律；所述一定角度是指至少大于2倍星敏感器视场范围；

（3）姿态更新和星本体地磁强度计算

恒星捕获完成后，如果星敏感器数据有效，则根据双矢量几何定姿原理，由星敏感器数据直接更新卫星姿态；如果星敏感器数据无效，则根据陀螺测量数据预估姿态；根据卫星姿态和轨道，采用地磁强度拟合算法计算航天器本体地磁强度；

（4）太阳搜索和太阳定向姿态确定

根据太阳信息进行太阳搜索和太阳定向的姿态确定；

（5）目标捕获姿态确定

根据空间捕获目标、姿态和轨道信息，确定星体相对目标的姿态和角速度；

（6）轮控调姿和磁力矩器卸载。

采用动量轮作为执行机构完成太阳定向或目标捕获，采用PD控制律；通过角度限幅，限制星体转动角速度，避免动量轮饱和；利用星敏感器获得有效初始姿态后，采用磁力矩器进行动量轮卸载，提高动量轮吸收角动量的能力；在地磁强度和角动量偏差矢量的夹角在45-135度范围内，角动量偏差至少大于2倍动量轮角动量测量误差，才进行磁卸载。

所述步骤（1）中阈值的选取要考虑两个方面：一是将星体角速度阻尼下来；二是为恒星捕获提供条件，以满足星敏感器的全天区捕获功能对星体角速度大小的要求；通常取0.1~0.3度/秒，但在星敏感器的全天区捕获功能对星体角速度大小要求的80%内。

所述步骤（4）中太阳信息的获取有两种途径：一是根据星上太阳敏感器确定太阳方位；二是根据卫星姿态、轨道和太阳星历确定太阳方位。

所述步骤（2）中PD控制律的选取要考虑轮控作用后，动量轮不超过允许的角动量范围并有10%的余量。

所述步骤（6）中PD控制律的选取要考虑两种情况：一要尽量确保星体角速度在一定范围内，以利于星敏感器工作于跟踪模式；二是轮控作用后，动量轮不超过允许的角动量范围并有10%的余量。

本发明与现有技术相比具有如下优点：

（1）本发明不仅能够完成对日捕获，而且能够获得其它目标姿态捕获。

（2）本发明采用姿态四元数描述姿态，在星敏感器数据有效时进行双矢量定姿并更新姿态，数据无效时根据陀螺预估姿态，可以全天候工作。

（3）本发明不需要磁强计，充分利用姿态和轨道信息估计星本体地磁强度矢量，采用磁力矩器进行动量轮卸载。

（4）本发明不消耗航天器燃料。推进燃料作为航天器的一种有限资源，不消耗燃料意味着航天器寿命的延长、安全系数增大。动量轮是一种角动量管理装置，因此在系统角动量受限情况下，即使执行机构发生故障，星体角速度也会保持在一定范围内，从而避免因系统异常导致星体高速旋转危害整星安全。

附图说明

图1为本发明实现流程图。

具体实施方式

如图1所示，本发明基于动量轮控制的全姿态捕获方法具体实现步骤如下：

（1）速率阻尼

根据陀螺测量数据预估姿态和角速度，采用姿态四元数描述，默认初始姿态为0。动量轮作为执行机构，采用PD控制律，将卫星角速度阻尼到较小的阈值（如0.15度/秒，设计依据：在0.3度/秒内星敏感器能进行全天区识别）。

（2）恒星捕获

速率阻尼完成一定时间后50秒（设计依据：星敏感器全天区捕获时间优于45秒），判断星敏感器数据，如果星敏感器没有识别出有效恒星，则转动星体一定角度以改变搜索天区，再判断星敏感器数据，直至完成恒星捕获，获得初始姿态。如星体转动角速度为0.15度/秒，每次转动先绕某轴转动45度，该轴完成一周天转动后，再绕另外一轴转动90度，如此反复，直至完成恒星捕获。动量轮作为执行机构，采用PD控制律。

通过角度限幅，可以限制星体转动角速度，避免动量轮饱和，以转动星体某轴为例，假设角度限幅值为θ_mlf，轮控PD控制参数分别为k_p、k_d(k_p、k_d分别代表PD控制律的比例、微分参数)，则星体转动角速度最大可达

若该轴转动惯量为I_θ，则动量轮角动量需求为考虑到工程实际，动量轮角动量余量要大于动量轮角动量范围的10%，这可以通过调整θ_mlf、k_p和k_d来实现。

（3）姿态更新和星本体地磁强度计算

恒星捕获完成后，如果星敏感器数据有效，则根据双矢量几何定姿原理，由星敏感器数据更新卫星姿态；星敏感器数据无效，则根据陀螺测量数据预估姿态，预估算法属于常规算法。根据卫星姿态和轨道，采用地磁强度拟合算法计算卫星本体地磁强度。

如果仅单星敏感器数据有效，则姿态更新算法如下(以星敏感器A为例)：

1）如果星敏感器输出数据为四元数，则：

$C_{\mathrm{BI}}=[X_{\mathrm{AB}},Y_{\mathrm{AB}},Z_{\mathrm{AB}}]\·A_q\left({\stackrel{\‾}{q}}_{\mathrm{mA}}\right);$

2）如果星敏感器输出数据为测量轴矢量，则

A_I=Z_AI;B_I=X_AI;C_I=A_I×B_I;

A_B=Z_AB;B_B=X_AB;C_B=A_B×B_B;

C_BI=[A_B,B_B,C_B]·[A_I,B_I,C_I]^T；

3）计算本体系相对轨道系的姿态矩阵

$C_{\mathrm{BO}}=C_{\mathrm{BI}}\·C_{\mathrm{OI}}^T;$

4）将姿态矩阵C_BI转换为姿态四元数并赋给

如果有两个星敏感器(记为A、B)数据同时有效，则姿态更新算法如下：

1）如果星敏感器输出数据为四元数，则：

对星敏感器输出数据进行处理，得到Z_AI、Z_BI；

2）计算3矢量在惯性系中的表示

A_I=Z_AI；B_I=Z_BI；B_I=A_I×B_I；B_I=B_I/|B_I|；C_I=A_I×B_I；

3）计算3矢量在本体系中的表示

A_B=Z_AB；B_B=Z_BB；B_B=A_B×B_B；B_B=B_B/|B_B|；C_B=A_B×B_B；

4）计算本体系相对惯性系的姿态矩阵

C_BI=[A_B,B_B,C_B]·[A_I,B_I,C_I]^T；

5）计算本体系相对轨道系的姿态矩阵

$C_{\mathrm{BO}}=C_{\mathrm{BI}}\·C_{\mathrm{OI}}^T;$

6）将姿态矩阵C_BI转换为姿态四元数并赋给

上述公式中

Z_AI(Z_BI)、X_AI分别为星敏感器输出的四元数、光轴和横轴矢量，Z_AB(Z_BB)、X_AB、Y_AB分别为星敏感器光轴、横轴、Y轴在星体系的安装位置，C_BI为本体系相对惯性系的姿态矩阵，C_BO为本体系相对轨道系的姿态矩阵，C_OI为轨道转换矩阵，函数A_q(·)为将四元数化为姿态矩阵的计算公式，属于公知算法。

如果星敏感器数据无效，则陀螺预估姿态四元数算法如下：

$\mathrm{\Δ}\hat{g}=\widehat{\mathrm{\ω}}\·\mathrm{\Δt}$

$\stackrel{\widehat{\‾}}{q}=\stackrel{\widehat{\‾}}{q}+\frac{1}{2}{E}_q\left(\stackrel{\widehat{\‾}}{q}\right)\mathrm{\Δ}\hat{g}$

若 ${\hat{q}}_4<0,$ 则 $\stackrel{\widehat{\&OverBar;}}{q}=-\stackrel{\widehat{\&OverBar;}}{q}$

$\stackrel{\widehat{\&OverBar;}}{q}=\stackrel{\widehat{\&OverBar;}}{q}/\mathrm{Norm}\left(\stackrel{\widehat{\&OverBar;}}{q}\right)$

上述公式中Δt为采样周期，

为星本体相对惯性系的姿态四元数（

其中

为标量），为陀螺测量输出的星体三轴惯性角速度，函数E_q(·)为利用姿态角速度信息预估姿态四元数的计算公式，属于公知算法。

根据轨道信息，采用四阶以上地磁强度拟合算法计算得到在星体轨道系下的地磁强度B_o，此属于公知算法，则星本体地磁强度矢量为：

$B_b=A_q\left(\stackrel{\widehat{\&OverBar;}}{q}\right)\&CenterDot;C_{\mathrm{OI}}^T\&CenterDot;B_o$

（4）太阳搜索和太阳定向姿态确定

根据太阳信息进行太阳搜索和太阳定向的姿态确定。太阳信息的获取有两种途径：1）根据星上太阳敏感器确定太阳方位；2）根据卫星姿态、轨道和太阳星历确定太阳方位。

1）以星体-Z面安装的两个正交太阳敏感器为例，计算太阳方位的算法为：

m₂＝tanα_θ； $S_{\mathrm{bz}}=-1/\sqrt{1+m_1^2+m_2^2};$ $S_b=\left[\begin{array}{c}{S}_{\mathrm{bz}}\&CenterDot;m_2\\ S_{\mathrm{bz}}\&CenterDot;m_1\\ S_{\mathrm{bz}}\end{array}\right];$

2）根据卫星姿态、轨道和太阳星历确定太阳方位的算法为：

$S_b=A_q\left(\stackrel{\widehat{\&OverBar;}}{q}\right)\&CenterDot;S_i;$

${\widehat{\mathrm{\&alpha;}}}_{\mathrm{\&theta;}}=a\tan (S_{\mathrm{bx}}/S_{\mathrm{bz}});$

上述公式中，和α_θ为太阳敏感器的测量输出，S_b为太阳矢量在星体系的方位，S_i为太阳矢量在惯性系的方位，

和

为太阳敏感器的预估输出。

（5）目标捕获姿态确定

根据空间捕获目标(如对地、对小行星等)、姿态和轨道信息，确定星体相对目标的姿态和角速度。

星体相对目标的姿态四元数

的计算公式为：

${\stackrel{\widehat{\&OverBar;}}{q}}_{\mathrm{BT}}={\stackrel{-}{q}}_{\mathrm{Ti}}^{-1}\&CircleTimes;\stackrel{\widehat{\&OverBar;}}{q};$ ${\stackrel{\widehat{\&OverBar;}}{q}}_{\mathrm{BT}}={\stackrel{\widehat{\&OverBar;}}{q}}_{\mathrm{BT}}/\left|{\stackrel{\widehat{\&OverBar;}}{q}}_{\mathrm{BT}}\right|;$

星体相对目标的姿态角速度

的计算公式为：

${\widehat{\mathrm{\&omega;}}}_{\mathrm{BT}}=\widehat{\mathrm{\&omega;}}-A_q\left({\stackrel{\widehat{\&OverBar;}}{q}}_{\mathrm{BT}}\right)A_q\left({\stackrel{\&OverBar;}{q}}_{\mathrm{Ti}}\right){\stackrel{\&OverBar;}{\mathrm{\&omega;}}}_{\mathrm{Ti}};$

上述公式中， ${\stackrel{\widehat{\&OverBar;}}{q}}_{\mathrm{BT}}={[{\stackrel{\widehat{\&OverBar;}}{q}}_{\mathrm{BT}1},{\stackrel{\widehat{\&OverBar;}}{q}}_{\mathrm{BT}2},{\stackrel{\widehat{\&OverBar;}}{q}}_{\mathrm{BT}3},{\hat{q}}_{\mathrm{BT}4}]}^T,$ ${\widehat{\mathrm{\&omega;}}}_{\mathrm{BT}}={[{\widehat{\mathrm{\&omega;}}}_{\mathrm{BTx}},{\widehat{\mathrm{\&omega;}}}_{\mathrm{BTy}},{\widehat{\mathrm{\&omega;}}}_{\mathrm{BTz}}]}^T,$

为目标在惯性系的姿态四元数，

为目标在惯性系的期望姿态角速度。

（6）轮控调姿和磁力矩器卸载

采用动量轮作为执行机构完成太阳捕获(对日定向)或目标捕获等。获得有效初始姿态后，采用磁力矩器进行动量轮卸载，提高动量轮吸收角动量的能力。

1）太阳搜索控制算法

如果利用太阳敏感器获取太阳信息，要先进行太阳搜索，使太阳敏感器见太阳，太阳搜索规律设计参见“屠善澄，卫星姿态动力学与控制[M]，宇航出版社,2001”。

2）太阳捕获控制算法（以星体-Z面对日为例）：

$\widehat{\mathrm{\&psi;}}=\widehat{\mathrm{\&psi;}}+{\widehat{\mathrm{\&omega;}}}_z\&CenterDot;\mathrm{\&Delta;t};$

如果利用太阳敏感器信息，则

若在阴影区，则

$\widehat{\mathrm{\&theta;}}=\widehat{\mathrm{\&theta;}}+{\widehat{\mathrm{\&omega;}}}_y\&CenterDot;\mathrm{\&Delta;t};$

如果不利用太阳敏感器信息，则

${\widehat{\mathrm{\&theta;}}}_c=\mathrm{mlf}(\widehat{\mathrm{\&theta;}},{\mathrm{\&theta;}}_{\mathrm{mlf}});$ ${\widehat{\mathrm{\&psi;}}}_c=\mathrm{mlf}(\widehat{\mathrm{\&psi;}},{\mathrm{\&psi;}}_{\mathrm{mlf}});$

$V_{\mathrm{cy}}=(k_{\mathrm{py}}\&CenterDot;{\widehat{\mathrm{\&theta;}}}_c+k_{\mathrm{dy}}\&CenterDot;{\widehat{\mathrm{\&omega;}}}_y)/C_{\mathrm{UT}};$ $V_{\mathrm{cz}}=(k_{\mathrm{pz}}\&CenterDot;{\widehat{\mathrm{\&psi;}}}_c+k_{\mathrm{dz}}\&CenterDot;{\widehat{\mathrm{\&omega;}}}_z)/C_{\mathrm{UT}};$

上述公式中，和

为姿态角，

θ_mlf和ψ_mlf为姿态角限幅值，C_UT为动量轮力矩电压系数，V_ci为动量轮控制电压(i=x,y,z)，k_pi和k_di分别为PD控制律的比例、微分参数。函数m_lf(*,·)为限幅函数，定义如下：

3）目标捕获控制算法为：

${\widehat{\mathrm{\&theta;}}}_c=\mathrm{mlf}(2{\stackrel{\widehat{\&OverBar;}}{q}}_{\mathrm{BT}2},{\mathrm{\&theta;}}_{\mathrm{mlf}});$ ${\widehat{\mathrm{\&psi;}}}_c=\mathrm{mlf}(2{\stackrel{\widehat{\&OverBar;}}{q}}_{\mathrm{BT}3},{\mathrm{\&psi;}}_{\mathrm{mlf}});$

$V_{\mathrm{cy}}=(k_{\mathrm{py}}\&CenterDot;{\widehat{\mathrm{\&theta;}}}_c+k_{\mathrm{dy}}\&CenterDot;{\widehat{\mathrm{\&omega;}}}_{\mathrm{BTy}})/C_{\mathrm{UT}};$

$V_{\mathrm{cz}}=(k_{\mathrm{pz}}\&CenterDot;{\widehat{\mathrm{\&psi;}}}_c+k_{\mathrm{dz}}\&CenterDot;{\widehat{\mathrm{\&omega;}}}_{\mathrm{BTz}})/C_{\mathrm{UT}};$

上述公式中，

和

的物理含义同步骤(5)中所述,V_ci、k_pi、k_di(i=x,y,z)和C_UT、函数mlf(*,·)的物理含义同本步骤2)中所述。

4）磁卸载算法

地磁强度和角动量偏差矢量的夹角在一定范围内才进行磁卸载，比如[45度，135度]，卸载规律算法设计参见“屠善澄，卫星姿态动力学与控制[M]，宇航出版社,2001”。

考虑动量轮角动量的测量误差，磁卸载时只在角动量偏差大于阈值才进行，阈值至少应为动量轮角动量测量误差的2倍。比如动量轮采用脉冲计数式测量，动量轮转速ω与角动量H存在如下关系：H=K_hw·ω，每转动一圈产生24个脉冲，在每一个控制周期（设为Δt，单位：秒）对本周期的脉冲数进行计数，并根据本周期采集的脉冲总数（设为n，单位：个）计算得到动量轮转速，公式如下：ω＝2.5n/Δt（转/分钟），那么Δn个脉冲误差将造成动量轮转速误差：Δω＝2.5Δn/Δt（转/分钟），角动量测量误差为ΔH=2.5K_hwΔn/Δt。如果Δn=1，Δt=0.25秒，动量轮转速2000转/分钟相当于角动量30Nms，即K_hw=0.015Nms/（转/分钟），那么动量轮转速测量误差为10转/分钟，动量轮角动量测量误差为0.15Nms，阈值至少选为0.3Nms。

5）PD控制律设计

通过角度限幅，可以限制星体转动角速度，避免动量轮饱和，以转动星体某轴为例，假设角度限幅值为θ_mlf，轮控PD控制参数分别为k_p、k_d(k_p、k_d分别代表控制律的比例、微分参数)，则星体转动角速度最大可达

若该轴转动惯量为i_θ，则动量轮角动量需求为

考虑到工程实际，动量轮角动量余量要大于动量轮角动量范围的10%，这可以通过调整θ_mlf、k_p和k_d来实现。

本发明对于配置了红外和数字太阳、磁强计等其它敏感器的航天器也适用，本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。

Claims (4)

1.一种基于动量轮控制的全姿态捕获方法，其特征在于包括如下步骤：

（1）速率阻尼

根据陀螺测量数据预估姿态和角速度，动量轮作为执行机构，采用PD控制律，将卫星角速度阻尼到所确定的阈值；

（2）恒星捕获

速率阻尼完成一定时间后，所述一定时间指大于星敏感器全天区捕获时间指标，判断星敏感器数据，如果星敏感器没有识别出有效恒星，则转动星体一定角度以改变搜索天区，再判断星敏感器数据，直至完成恒星捕获，获得初始姿态，此过程动量轮作为执行机构，采用PD控制律；所述一定角度是指至少大于2倍星敏感器视场范围；

（3）姿态更新和星本体地磁强度计算

恒星捕获完成后，如果星敏感器数据有效，则根据双矢量几何定姿原理，由星敏感器数据直接更新卫星姿态；如果星敏感器数据无效，则根据陀螺测量数据预估姿态；根据卫星姿态和轨道，采用地磁强度拟合算法计算航天器本体地磁强度；

（4）太阳搜索和太阳定向姿态确定

根据太阳信息进行太阳搜索和太阳定向的姿态确定；

（5）目标捕获姿态确定

根据空间捕获目标、姿态和轨道信息，确定星体相对目标的姿态和角速度；

（6）轮控调姿和磁力矩器卸载。

采用动量轮作为执行机构完成太阳定向或目标捕获，采用PD控制律；通过角度限幅，限制星体转动角速度，避免动量轮饱和；利用星敏感器获得有效初始姿态后，采用磁力矩器进行动量轮卸载，提高动量轮吸收角动量的能力；在地磁强度和角动量偏差矢量的夹角在45-135度范围内，角动量偏差至少大于2倍动量轮角动量测量误差，进行磁卸载。

2.根据权利要求1所述的基于动量轮控制的全姿态捕获方法，其特征在于：所述步骤（1）中阈值取0.1～0.3度/秒，在星敏感器的全天区捕获功能对星体角速度大小要求的80%内。

3.根据权利要求1所述的基于动量轮控制的全姿态捕获方法，其特征在于：所述步骤（4）中太阳信息的获取有两种途径：一是根据星上太阳敏感器确定太阳方位；二是根据卫星姿态、轨道和太阳星历确定太阳方位。

4.根据权利要求1所述的基于动量轮控制的全姿态捕获方法，其特征在于：所述步骤（2）中PD控制律的选取要考虑轮控作用后，动量轮不超过允许的角动量范围并有10%的余量。