CN103466103A - 一种太阳敏感器故障情况下的对日定向姿态控制方法 - Google Patents

Abstract

一种太阳敏感器故障情况下的对日定向姿态控制方法，利用单轴姿态测量实现双轴的太阳定向稳定控制。当其中一个太阳敏感器发生故障失效时，可利用另外一个健康的太阳敏感器测量信息，结合陀螺角速度测量，利用观测方程重构故障轴上的姿态，从而实现对日定向时的稳定姿态控制。本发明方法具有在太阳敏感器单轴测量故障情况下依然能够实现对日定向的能力，在实现上不需要在卫星上额外增加新的姿态测量设备，只需要在星上控制计算机内通过软件实现本方法即可实现故障情况下的双轴姿态控制，具有实现经济简单的特点，可用作卫星对日定向的一种备份方式。

Description

一种太阳敏感器故障情况下的对日定向姿态控制方法

技术领域

本发明属于空间飞行器姿态控制领域，涉及一种空间飞行器对太阳进行定向的控制方法。

背景技术

数字太阳敏感器常用作卫星等航天器实现太阳捕获和对日定向的重要部件。

为了卫星能够实现对日定向姿态，在卫星本体的-Z面上（卫星本体坐标系OXYZ的原点O在卫星质心，X轴指向卫星东板，Z轴指向对地板，Y轴与X轴和Z轴成右手系。-Z面为卫星上垂直于卫星Z轴且面向Z轴负方向的平面，-Z面法线方向与卫星Z轴的正方向相反）通常安装两台数字太阳敏感器，两台数字太阳敏感器的测量夹缝分别与卫星的X轴和Y轴平行，分别用于测量相对太阳时候的X轴和Y轴的姿态。通常情况下，实现对日定向姿态至少需要两个方向的姿态信息，即需要两个正交安装的太阳敏感器分别测量卫星X轴和Y轴的姿态。

当卫星长期运行或者由于某种原因导致其中一个太阳敏感器故障时，故障轴上的姿态将会丢失，不能够再保持对日的稳定姿态。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种太阳敏感器故障情况下，利用单轴姿态测量实现双轴的太阳定向稳定的控制方法。当其中一个太阳敏感器发生故障失效时，可利用另外一个健康的太阳敏感器测量信息，结合陀螺角速度测量，利用观测方程重构故障轴上的姿态，从而实现对日定向稳定姿态控制。

本发明的技术解决方案是：一种太阳敏感器故障情况下的对日定向姿态控制方法，包括如下步骤：

（1）在航天器的-Z面上布局两个太阳敏感器，其中一个太阳敏感器的测量轴与卫星本体的X轴平行，测量角为φ，另一个太阳敏感器的测量轴与卫星本体的Y轴平行，测量角为θ；

（2）周期性的采集两个太阳敏感器的数据，计算m_x,n=tan(φ_n)，m_y,n=tan(θ_n)，其中φ_n,θ_n分别为本周期X轴和Y轴的太阳敏感器测量值，m_x,n,m_y,n分别为本周期X轴和Y轴的太阳敏感器测量角度的正切值；

（3）建立观测方程，并利用陀螺本周期的测量值，利用观测方程预报下一周期X轴和Y轴的太阳敏感器测量角度的正切估计值，

${\tilde{m}}_{x,n+1}={\tilde{m}}_{x,n}+({\mathrm{\ω}}_x-{\mathrm{\ω}}_z{\tilde{m}}_{y,n}+{\mathrm{\ω}}_y{\tilde{m}}_{x,n}{\tilde{m}}_{y,n}+{\mathrm{\ω}}_x{\tilde{m}}_{x,n}^2)\·\mathrm{\Δt}$

${\tilde{m}}_{y,n+1}={\tilde{m}}_{y,n}+({\mathrm{\ω}}_y-{\mathrm{\ω}}_z{\tilde{m}}_{x,n}+{\mathrm{\ω}}_x{\tilde{m}}_{x,n}{\tilde{m}}_{y,n}+{\mathrm{\ω}}_y{\tilde{m}}_{y,n}^2)\·\mathrm{\Δt}$

其中

分别为本周期X轴和Y轴的太阳敏感器测量角度的正切估计值，初值为0，

为下一周期X轴和Y轴的太阳敏感器测量角度的正切估计值，Δt为控制周期，ω_x、ω_y、ω_z为本周期陀螺测量的卫星本体三轴角速度；

（4）判断太阳敏感器的健康状态，利用健康太阳敏感器的测量值对步骤（3）计算得到的

进行修正，

当X轴太阳敏感器健康，Y轴太阳敏感器故障时，对X轴太阳敏感器测量角度的正切估计值进行修正，修正方程为

$K_x<0,{\mathrm{\&omega;}}_z{K}_y+{\mathrm{\&omega;}}_z^2>0,$

当X轴太阳敏感器故障，Y轴太阳敏感器健康时，对Y轴太阳敏感器测量角度的正切估计值进行修正，修正方程为

$K_y<0,{\mathrm{\&omega;}}_z{K}_x-{\mathrm{\&omega;}}_z^2<0,$ 其中K_x,K_y为修正系数；

（5）更新本周期X轴和Y轴的太阳敏感器测量角度的正切估计值，

由此计算本周期X轴和Y轴的太阳敏感器测量估计值

其中

为X轴太阳敏感器测量估计值，

为Y轴太阳敏感器测量估计值；

（6）依据太阳敏感器健康状态和故障太阳敏感器所在轴的测量估计值重构姿态，作为控制的输入量；当X轴的太阳敏感器健康而Y轴的太阳敏感器故障时，令当X轴的太阳敏感器故障而Y轴的太阳敏感器健康时，令

当两轴的太阳敏感器均健康时，令φ=φ_n,θ=θ_n；当两轴的太阳敏感器均故障时，令φ=0,θ=0；

（7）利用步骤（6）的计算结果φ和θ，计算对日定向所需的姿态控制量，控制律为：

U_y=K_pyθ+K_dyω_y，U_z=K_dz(ω_z-ω_zb)，式中U_m,m=x,y,z为卫星的三轴控制量，K_dm为角速度控制系数，ω_m为卫星陀螺实测三轴角速度，ω_zb为卫星Z轴目标角速度，K_px,K_py分别为滚动角和俯仰角控制系数。

本发明与现有技术相比的优点在于：本发明是一种在太阳敏感器故障情况下的定姿方法，通过在星上控制计算机内建立太阳矢量在卫星本体上的耦合运动关系，通过陀螺角速度建立预估姿态，并使用健康轴上的测量值对预估姿态进行修正，然后基于状态观测器的原理观测出故障轴上的姿态信息，从而实现太阳指向的稳定控制。本发明的实现不需要在卫星上额外增加新的姿态测量设备，只需要在星上控制计算机内通过软件实现本方法所述步骤即可实现故障情况下的双轴姿态控制，具有实现经济简单的特点，可用作卫星对日定向的一种备份方式。

附图说明

图1为本发明方法的流程框图；

图2为本发明方法的对日指向稳定控制效果图。

具体实施方式

本发明方法利用某个轴上的健康太阳敏感器的测量值，通过太阳矢量在卫星本体上的耦合关系，建立星上估计方法，通过估计方法确定故障轴上的卫星姿态信息，从而达到双轴对日定向稳定控制的目的。

如图1所示，本发明方法的主要步骤如下：

（1）设航天器的-Z面上布局有两个数字太阳敏感器，其中数字太阳敏感器A的测量轴与卫星本体的X轴平行，测量角为φ；数字太阳敏感器B的测量轴与卫星本体的Y轴平行，测量角为θ。

（2）周期性的采集两个太阳敏感器的数据，计算本周期（第n个周期）的测量值正切。m_x,n=tan(φ_n)，m_y,n=tan(θ_n)，其中，φ_n,θ_n分别为本周期X轴和Y轴的太阳敏感器测量值,m_x,n,m_y,n分别为本周期太阳敏感器测量角度的正切。

（3）建立观测方程，并利用陀螺本周期的测量值，利用观测方程预报下一周期太阳敏感器测量角度的正切估计值。

${\tilde{m}}_{x,n+1}={\tilde{m}}_{x,n}+({\mathrm{\&omega;}}_x-{\mathrm{\&omega;}}_z{\tilde{m}}_{y,n}+{\mathrm{\&omega;}}_y{\tilde{m}}_{x,n}{\tilde{m}}_{y,n}+{\mathrm{\&omega;}}_x{\tilde{m}}_{x,n}^2)\&CenterDot;\mathrm{\&Delta;t}$

${\tilde{m}}_{y,n+1}={\tilde{m}}_{y,n}+({\mathrm{\&omega;}}_y-{\mathrm{\&omega;}}_z{\tilde{m}}_{x,n}+{\mathrm{\&omega;}}_x{\tilde{m}}_{x,n}{\tilde{m}}_{y,n}+{\mathrm{\&omega;}}_y{\tilde{m}}_{y,n}^2)\&CenterDot;\mathrm{\&Delta;t}$

其中，

分别为本周期X轴和Y轴的太阳敏感器测量角度的正切估计值（为已知值，在卫星上电的时候初始化为0，以后每个周期进行更新后保留，下个周期继续使用），

为下一周期X轴和Y轴的太阳敏感器测量角度的正切估计值，Δt为控制周期，ω_x、ω_y、ω_z为本周期陀螺测量的卫星本体三轴角速度。

为了保证系统的可观测性，卫星需要在Z轴保持一定的角速度。原则上只要保证Z轴角速度不为0即可保证系统的可观性，角速度越大可观性越好，但Z角速度太大容易增加卫星的结构损坏风险，因此一般取0<|ω_z|<0.5。

（4）判断太阳敏感器的健康状态，利用健康太阳敏感器的测量值对步骤（3）计算得到的

进行修正。

当X轴太阳敏感器健康，Y轴太阳敏感器故障时，则对X轴进行修正，修正方程为 ${\tilde{m}}_{x,n+1}={\tilde{m}}_{x,n+1}+K_x({\tilde{m}}_{x,n}-m_{x,n})\&CenterDot;\mathrm{\&Delta;t}.$

当X轴太阳敏感器故障，Y轴太阳敏感器健康时，则对Y轴进行修正，修正方程为 ${\tilde{m}}_{y,n+1}={\tilde{m}}_{y,n+1}+K_y({\tilde{m}}_{y,n}-m_{y,n})\&CenterDot;\mathrm{\&Delta;t}.$

其中，K_x,K_y为修正系数。当X轴太阳敏感器健康，Y轴太阳敏感器故障时的修正系数须满足

当X轴太阳敏感器故障，Y轴太阳敏感器健康时的修正系数须满足

这里给出的修正系数条件是从闭环系统的特征方程获得的保证系统稳定的基本条件，只要K_x,K_y满足条件则闭环系统就是稳定的。

只有在健康的太阳敏感器可见的时候才进行修正。

（5）更新本周期X轴和Y轴的太阳敏感器测量角度的正切估计值，

计算本周期X轴和Y轴的太阳敏感器测量估计值，其中

为X轴测量估计值、

为Y轴测量估计值。

（6）依据太阳敏感器健康状态和故障轴测量估计值重构姿态，作为控制的输入量。

健康轴上的姿态采用太阳敏感器的实测姿态，故障轴上的姿态采用本周期的估计姿态。即当X轴的太阳敏感器健康而Y轴的太阳敏感器故障时，则

当X轴的太阳敏感器故障而Y轴的太阳敏感器健康时，则当两轴的太阳敏感器均健康时，则φ=φ_n,θ=θ_n；当两轴的太阳敏感器均故障时，则φ=0,θ=0。

（7）计算控制量并输出。

利用步骤（6）得到的计算结果φ和θ，计算姿态控制量。控制律为：

U_y=K_pyθ+K_dyω_y，U_z=K_dz(ω_z-ω_zb)。其中U_m,m=x,y,z为卫星三轴控制量，K_dm为角速度控制系数，ω_m为卫星陀螺实测三轴角速度，ω_zb为卫星Z轴目标角速度，K_px,K_py分别为滚动和俯仰角度控制系数。控制系数的选择原则为：K_px,K_py，K_dm均为正常数，K_px,K_py的大小一般由控制精度确定，为保证卫星有较好的阻尼特性一般满足K_dx>5K_px，K_dy>5K_py即可。

从图2可以看出，采用本发明的方法，卫星可以很快的实现对日定向姿态并稳定，即图中所示的X轴和Y轴的姿态角很快的变为0。

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)

1.一种太阳敏感器故障情况下的对日定向姿态控制方法，其特征在于包括如下步骤：

（1）在航天器的-Z面上布局两个太阳敏感器，其中一个太阳敏感器的测量轴与卫星本体的X轴平行，测量角为φ，另一个太阳敏感器的测量轴与卫星本体的Y轴平行，测量角为θ；

（2）周期性的采集两个太阳敏感器的数据，计算m_x,n=tan(φ_n)，m_y,n=tan(θ_n)，其中φ_n,θ_n分别为本周期X轴和Y轴的太阳敏感器测量值，m_x,n,m_y,n分别为本周期X轴和Y轴的太阳敏感器测量角度的正切值；

（3）建立观测方程，并利用陀螺本周期的测量值，利用观测方程预报下一周期X轴和Y轴的太阳敏感器测量角度的正切估计值，

${\tilde{m}}_{x,n+1}={\tilde{m}}_{x,n}+({\mathrm{\&omega;}}_x-{\mathrm{\&omega;}}_z{\tilde{m}}_{y,n}+{\mathrm{\&omega;}}_y{\tilde{m}}_{x,n}{\tilde{m}}_{y,n}+{\mathrm{\&omega;}}_x{\tilde{m}}_{x,n}^2)\&CenterDot;\mathrm{\&Delta;t}$

${\tilde{m}}_{y,n+1}={\tilde{m}}_{y,n}+({\mathrm{\&omega;}}_y-{\mathrm{\&omega;}}_z{\tilde{m}}_{x,n}+{\mathrm{\&omega;}}_x{\tilde{m}}_{x,n}{\tilde{m}}_{y,n}+{\mathrm{\&omega;}}_y{\tilde{m}}_{y,n}^2)\&CenterDot;\mathrm{\&Delta;t}$

其中

分别为本周期X轴和Y轴的太阳敏感器测量角度的正切估计值，初值为0，

为下一周期X轴和Y轴的太阳敏感器测量角度的正切估计值，Δt为控制周期，ω_x、ω_y、ω_z为本周期陀螺测量的卫星本体三轴角速度；

（4）判断太阳敏感器的健康状态，利用健康太阳敏感器的测量值对步骤（3）计算得到的

进行修正，

当X轴太阳敏感器健康，Y轴太阳敏感器故障时，对X轴太阳敏感器测量角度的正切估计值进行修正，修正方程为

$K_x<0,{\mathrm{\&omega;}}_z{K}_y+{\mathrm{\&omega;}}_z^2>0,$

当X轴太阳敏感器故障，Y轴太阳敏感器健康时，对Y轴太阳敏感器测量角度的正切估计值进行修正，修正方程为

$K_y<0,{\mathrm{\&omega;}}_z{K}_x-{\mathrm{\&omega;}}_z^2<0,$ 其中K_x,K_y为修正系数；

（5）更新本周期X轴和Y轴的太阳敏感器测量角度的正切估计值，由此计算本周期X轴和Y轴的太阳敏感器测量估计值

其中为X轴太阳敏感器测量估计值，

为Y轴太阳敏感器测量估计值；

（6）依据太阳敏感器健康状态和故障太阳敏感器所在轴的测量估计值重构姿态，作为控制的输入量；当X轴的太阳敏感器健康而Y轴的太阳敏感器故障时，令

当X轴的太阳敏感器故障而Y轴的太阳敏感器健康时，令

当两轴的太阳敏感器均健康时，令

当两轴的太阳敏感器均故障时，令φ=0,θ=0；

（7）利用步骤（6）得到的计算结果φ和θ，计算对日定向所需的姿态控制量，控制律为：U_y=K_pyθ+K_dyω_y，U_z=K_dz(ω_z-ω_zb)，式中U_m,m=x,y,z为卫星的三轴控制量，K_dm为角速度控制系数，ω_m为卫星陀螺实测三轴角速度，ω_zb为卫星Z轴目标角速度，K_px,K_py分别为滚动角和俯仰角控制系数。

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