CN103112603A - 欠驱动高速自旋卫星建立正常姿态的方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种欠驱动高速自旋卫星建立正常姿态的方法，包括以下步骤：（1）利用姿态敏感器的输出数据确定欠驱动卫星的自旋轴；（2）确定欠驱动轴和正常轴；（3）对卫星进行欠驱动消旋、进动控制至所述陀螺退饱和；（4）所述陀螺退饱和后，对三轴角速度进行欠驱动控制；（5）确定并更新初始姿态四元数；（6）采用动量轮进行姿态捕获和磁力矩器卸载，并确定卫星姿态，将卫星恢复至正常对地三轴稳定姿态。本发明解决了某通道丧失喷气控制能力的欠驱动卫星恢复正常姿态的问题。

Description

欠驱动高速自旋卫星建立正常姿态的方法

技术领域

本发明属于卫星姿态与轨道控制技术领域，涉及一种欠驱动高速自旋卫星建立正常姿态的方法。

背景技术

在轨卫星一般具有喷气控制和基于角动量管理装置（如飞轮/动量轮、控制力矩陀螺等）控制两种方式。基于角动量管理装置的控制由于受限角动量约束，一般仅用于正常情况下的姿态控制。喷气控制具有力矩大且无角动量的约束，对于大的星体初始姿态角速度均可有效地阻尼下来，因此常常用于卫星入轨阶段、系统异常下的对日安全、以及安全模式转正常对地等场合。在全驱动控制方式下，可通过三轴解耦控制方法比较容易地实现卫星的三轴控制，因此目前在轨卫星在三轴上均配置喷气发动机等执行机构。卫星在轨运行过程中，一旦因某种故障导致某一星体轴的喷气发动机无法正常工作时，则卫星喷气控制变为一个欠驱动控制问题，若仍采用全驱动控制下的常规方法则无法实现三轴阻尼控制，从而危及卫星安全。

为了建立高速自旋异常卫星的正常姿态，需要进行消旋和进动控制，在陀螺退饱和后，进行速率阻尼直至完成大角度姿态捕获建立正常姿态，这些都需要执行机构来完成控制驱动。相关文献有：Ramin E等，A Lyapunov-basedfail-safe controller for an underactuated rigid-body spacecraft,AIAA-2001-4212。刘海颖等，基于(w,z)参数化的微小卫星喷气欠驱动控制,北京航空航天大学学报，34卷（2），2008：229~233。徐福祥，用地球磁场和重力场成功挽救风云一号（B）卫星的控制技术，宇航学报，22卷（2），2001：1~11，利用三轴磁力矩器和三轴动量轮等执行机构完成了在轨抢救，属于全驱动控制方式。彭仁军等，一种低轨道卫星在轨故障抢修与恢复，航天器工程，17卷（1），2008：24～29，利用三轴磁力矩器和喷气推进系统等执行机构完成了在轨抢救，属于全驱动控制方式。上述方法存在如下不足：主要基于Lyapunov稳定性理论进行正常姿态下的欠驱动系统控制器设计，而且在轨卫星故障抢救均未涉及欠驱动控制方法，相关研究仅注重控制系统的稳定性及收敛性，没有兼顾控制系统的动态过程，而后者恰恰是影响工程实际应用成功与否的关键因素之一，如实际在轨运行卫星受到姿态测量量程和执行机构输出能力的约束，一般的欠驱动控制方法其动态性能可能难以适应实际工程应用的要求。

发明内容

本发明的技术解决问题是：针对现有技术的不足，提供一种欠驱动高速自旋卫星建立正常姿态的方法，解决了某通道丧失喷气控制能力的欠驱动卫星恢复正常姿态的问题。

本发明的技术解决方案是：

（1）利用姿态敏感器的输出数据确定欠驱动卫星的自旋轴；

（2）确定欠驱动轴和正常轴；

（3）对卫星进行欠驱动消旋、进动控制至所述陀螺退饱和；

（4）所述陀螺退饱和后，对三轴角速度进行欠驱动控制；

（5）确定并更新初始姿态四元数；

（6）采用动量轮进行姿态捕获和磁力矩器卸载，并确定卫星姿态，将卫星恢复至正常对地三轴稳定姿态。

本发明与现有技术相比具有如下优点：

（1）本发明针对欠驱动卫星，设计了由高速自旋异常状态恢复到正常对地姿态的方法，工程可实现性强。

（2）本发明的消旋和进动控制策略可适用于全驱动控制方式和欠驱动控制方式。

（3）本发明利用三轴动量轮进行全姿态捕获控制方式，是一种不依赖喷气推进系统的大角度姿态捕获技术，磁力矩器卸载，利用红外地球敏感器和数字太阳敏感器或单独利用星敏感器进行姿态确定，利于工程实际应用。

附图说明

图1为本发明流程图。

具体实施方式

下面就结合附图对本发明做进一步介绍。

如图1所示为本发明流程图，具体过程如下：

（1）利用姿态敏感器确定欠驱动卫星的自旋轴

在本发明实施例中，用于确定卫星自旋轴的姿态敏感器可以为数字太阳敏感器。自旋轴的确定内容包括其方位和大小，确定的过程包括确定数据采纳间隔、判断数据有效性和确定自旋轴。

确定数据采纳间隔：自旋角速度较大，姿态敏感器输出的有效数据比较稀疏，但相邻测量结果增量变化大；自旋角速度较小，姿态敏感器输出的有效数据比较密集，但相邻测量结果增量变化小。如果敏感器测量精度为σ_m，采纳数据间隔为Δt，则自旋轴确定误差∝σ_m/Δt，由此可见，要根据数据稀疏程度、敏感器测量精度等调整采纳的数据，比如在角速度很大的抢救初期，可以根据相邻有效数据进行自旋轴确定；随着消旋的持续实施，角速度逐渐降低，相邻有效数据变化小，就需加大数据间隔选择相应的有效数据。

判断数据有效性：根据数据有效性标志、相邻周期的增量合理性和其它物理意义标志，如数字太阳敏感器的“见太阳”标志，进行数据有效性综合判断。

确定自旋轴：设计确定自旋轴的算法，一般采用几何法或代数法确定自旋轴相关信息，如方位(本体系和惯性系)、大小，具体确定方法可参考《屠善澄，卫星姿态动力学与控制[M]，宇航出版社，2001》。

（2）确定欠驱动轴和正常轴

在完成自旋轴的确定后，需要确定卫星的欠驱动轴和正常轴。在卫星姿态发生异常后，可以对姿态异常前的遥测数据进行分析，一般根据姿态异常前的数据确定卫星的欠驱动轴，主要分析控制力矩和陀螺测量的响应是否一致。

首先提取遥测的控制量和陀螺测量数据，再分析控制量和陀螺测量的响应是否一致，即是否满足

其中

为由陀螺计算的角速度、T_ci为控制力矩、J_i为卫星惯量，x、y和z分别为星体三轴。如果在星体三轴三个方向均满足上述关系式，则卫星属于全驱动控制；否则属于欠驱动控制，不满足上述关系式的轴为欠驱动轴，满足上述关系式的轴为正常轴。

（3）对卫星进行欠驱动消旋、进动控制

为了使高速自旋异常卫星恢复至正常姿态，首先要使陀螺退饱和，这就要进行消旋和进动控制。对于全驱动卫星，消旋和进动控制可以采用经典的控制理论和方法，而对于自旋轴和星体轴不一致的欠驱动卫星，需要利用力矩分量进行消旋或进动控制。在本实施例中，欠驱动消旋和进动控制的过程如下：

1）确定消旋、进动控制的方向和大小；

2）确定各喷气控制发动机和消旋、进动控制方向的几何关系；

3）确定进行消旋、进动控制的喷气发动机；

4）进行欠驱动消旋、进动控制。

选取喷气控制力矩在消旋、进动控制方向上分量最大的喷气发动机作为控制发动机，选择合理的喷气控制方案尽量避免引起章动，消旋至陀螺退饱和的同时确保整星能源安全。

（4）陀螺退饱和后，进行欠驱动三轴角速度阻尼控制

消旋至陀螺退饱和后，为了保证整星安全不能无限的利用喷气推进系统继续消旋，必须及时进行三轴闭环控制，姿态角速度比较大，动量轮无法接入闭环控制，速率阻尼控制只能采用欠驱动的喷气推进系统。根据上述欠驱动轴和正常轴的分析结果，利用正常轴进行星体三轴角速度阻尼，包括姿态确定和控制量计算过程。

姿态确定：根据陀螺测量数据预估卫星姿态和角速度。

控制量计算：利用两个正常轴的喷气发动机作为执行机构，设计欠驱动控制策略，采用PD控制律，将卫星三轴角速度阻尼到较小的阈值。阈值的选取要考虑两个方面：1）将星体角速度阻尼下来，使星体三轴角动量小于动量轮允许角动量，为后继转入三轴动量轮控制创造条件；2）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（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）。

（5）动态运动下的自主初始姿态四元数确定和更新

进行建立正常姿态过程前，需要建立初始姿态，考虑到此时卫星一般具有大角度姿态，因此采用姿态四元数表示姿态，姿态初始值可以根据红外地球敏感器和数字太阳敏感器信息进行双矢量定姿，或者单独根据星敏感器信息解算。

以星敏感器作为实施例，星敏感器完成恒星捕获后，如果星敏感器数据有效，则根据双矢量几何定姿原理，由星敏感器数据定姿结果更新卫星姿态；星敏感器数据无效，则根据陀螺测量数据预估姿态。根据卫星姿态和轨道，采用地磁强度拟合算法计算星本体地磁强度。

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：

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

$\frac{^}{q}=\frac{^}{q}+\frac{1}{2}{E}_q\left(\frac{^}{q}\right)\mathrm{\Δ}\frac{^}{g}$

若 ${\hat{q}}_4<0,$ 则 $\frac{^}{q}=-\frac{^}{q}$

$\frac{^}{q}=\frac{^}{q}/\mathrm{Norm}\left(\frac{^}{q}\right)$

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，

Z_AI、X_AI分别为星敏感器输出的四元数、光轴和横轴矢量，Z_AB、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，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：

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

（6）采用动量轮进行姿态捕获和磁力矩器卸载，并利用红外地球敏感器和数字太阳敏感器或单独利用星敏感器确定卫星姿态，将卫星恢复至正常对地三轴稳定姿态

速率阻尼使星体三轴角动量小于动量轮允许角动量，就可切入三轴动量轮控制阶段，采用三轴动量轮控制，控制律的设计以动量轮不饱和为前提，并采用磁力矩器卸载，地磁强度根据轨道和姿态信息解算，消除卫星三轴的姿态和角速度，以便姿态和角速度较小后进入三轴正常对地任务的姿态。建立正常姿态包括：姿态控制误差确定和控制量计算。

姿态控制误差确定：利用上述确定的姿态更新结果，采用四元数计算，星体相对目标的姿态四元数

的计算公式为：

$\frac{^}{q_{\mathrm{BT}}}=\frac{^}{q_{\mathrm{BT}}}/\left|\frac{^}{q_{\mathrm{BT}}}\right|;$

星体相对目标的姿态角速度

的计算公式为：

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

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

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。

姿态控制误差的计算公式为：

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

${\stackrel{\stackrel{.}{^}}{\mathrm{\&theta;}}}_c={\widehat{\mathrm{\&omega;}}}_{\mathrm{BTy}};$ ${\stackrel{\stackrel{.}{^}}{\mathrm{\&psi;}}}_c={\widehat{\mathrm{\&omega;}}}_{\mathrm{BTz}};$

上述公式中，

和

为姿态角控制误差，

和

为姿态角速度控制误差，

θ_mlf和ψ_mlf为姿态角限幅值。函数mlf(*,·)为限幅函数，定义如下：

动量轮控制量计算：

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

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

上述公式中，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，C_UT为动量轮力矩电压系数。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，以解决动量轮输出受限的问题。

本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。

Claims (4)

1.一种欠驱动高速自旋卫星建立正常姿态的方法，其特征在于，包括如下步骤：

（1）利用姿态敏感器的输出数据确定欠驱动卫星的自旋轴：

根据所述姿态敏感器的测量精度和卫星自旋角速度的变化率确定对所述输出数据的采纳间隔；

根据所述采纳间隔获取所述输出数据，并进行有效性判断；

利用经所述有效性判断的输出数据确定所述自旋轴的方位和大小；

（2）确定欠驱动轴和正常轴：若满足

则为正常轴；否则，为欠驱动轴，其中，

为由陀螺计算的角速度、T_ci为控制力矩、J_i为卫星惯量，i=x,y,z，x、y和z分别为星体三轴；

（3）对卫星进行欠驱动消旋、进动控制至所述陀螺退饱和：

确定所述消旋、进动控制的方向和大小；

确定与所述正常轴对应的喷气控制发动机与所述消旋、进动控制方向的几何关系；

确定进行消旋、进动控制的喷气发动机，并进行所述消旋、进动控制；

（4）所述陀螺退饱和后，对三轴角速度进行欠驱动控制：

根据所述陀螺测量获得的测量数据预估卫星姿态和角速度；

利用与所述正常轴对应的喷气发动机将所述三轴角速度阻尼到设定的阈值；

（5）确定并更新初始姿态四元数；

（6）采用动量轮进行姿态捕获和磁力矩器卸载，并确定卫星姿态，将卫星恢复至正常对地三轴稳定姿态。

2.如权利要求1所述建立正常姿态的方法，其特征在于：在所述步骤（1）中，若所述自旋角速度变化率较大，则采用较小的采纳间隔；若所述自旋角速度变化率较小，则采用较大的采纳间隔。

3.如权利要求1所述建立正常姿态的方法，其特征在于：在所述步骤（1）中采用几何法或代数法确定所述自旋轴的方位和大小。

4.如权利要求1所述建立正常姿态的方法，其特征在于：在所述步骤（6）中，采用红外地球敏感器和数字太阳敏感器或单独采用星敏感器进行姿态确定。

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