CN104097793B - 一种卫星零动量磁控太阳捕获装置及方法 - Google Patents
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Abstract
一种卫星零动量磁控太阳捕获装置及方法，装置包括：0‑1式太阳敏感器、磁强计以及磁力矩器；所述0‑1式太阳敏感器与所述磁强计配合，用于进行卫星姿态测量；所述磁力矩器的输出经过延迟后作用于卫星星体，用于在卫星速率阻尼过程为卫星提供控制力矩，控制姿态角度偏差小于预设阈值，从而实现零动量磁控太阳捕获；其中，当所述0‑1式太阳敏感器判断太阳出现在其视场内时，采用双矢量定姿FORM算法，通过所述0‑1式太阳敏感器以及磁强计确定卫星三轴姿态阵；当所述0‑1式太阳敏感器判断卫星进入地影区时，通过所述磁强计确定卫星俯仰角。本发明简化了控制系统单机配置、提高了姿控分系统的可靠性、节省了星上资源。
Description
技术领域
本发明涉及航天测量与控制技术领域，具体的说，是一种适用于微小卫星的零动量磁控太阳捕获装置及方法。
背景技术
目前，卫星在入轨阶段及安全模式中，为达到快速消旋的目的，多使用推力器或磁力矩控制方式，实现三轴大角速度速率阻尼。当卫星三轴角速度减小到预设阈值后，引入星敏感器作为姿态敏感器，反作用飞轮组作为执行机构，使用三轴轮控使卫星帆板法线指向太阳，实现太阳捕获，保障星上能源供应。
现有技术的不足之处在于：在速率阻尼阶段使用推力器，虽然可以达到快速消旋的目的，但是目前卫星上使用的推力器价格高昂且成熟度不高，不但增加了控制系统的复杂性，而且存在风险；在太阳捕获阶段，引入星敏感器、陀螺、飞轮等复杂且大功耗单机，不仅会大量消耗星上资源，且飞轮的快速饱和甚至可能造成整星姿态失控。
因此，为了简化控制系统、提高可靠性、节省星上资源，需要对现有太阳捕获方式进行改进。
发明内容
本发明的目的在于，提供一种卫星零动量磁控太阳捕获装置及方法，其能够简化控制系统、提高可靠性、节省星上资源。
为实现上述目的，本发明提供了一种卫星零动量磁控太阳捕获装置，包括：0-1式太阳敏感器、磁强计以及磁力矩器；所述0-1式太阳敏感器与所述磁强计配合，用于进行卫星姿态测量；所述磁力矩器的输出经过延迟后作用于卫星星体，用于在卫星速率阻尼过程为卫星提供控制力矩，控制姿态角度偏差小于预设阈值，从而实现零动量磁控太阳捕获；其中，当所述0-1式太阳敏感器判断太阳出现在其视场内时，采用双矢量定姿FORM算法，通过所述0-1式太阳敏感器以及磁强计确定卫星三轴姿态阵；当所述0-1式太阳敏感器判断卫星进入地影区时，通过所述磁强计确定卫星俯仰角。
为了实现上述目的，本发明还提供了一种卫星零动量磁控太阳捕获方法，包括以下步骤：（1）速率阻尼过程中卫星进行三轴速率阻尼，磁力矩器为卫星提供控制力矩；（2）太阳捕获及三轴磁控过程中，采用0-1式太阳敏感器与磁强计配合定姿，采用磁力矩器将卫星太阳能帆板法线轴转向太阳矢量，同时减小星体各轴角速度，控制卫星太阳能帆板法线与太阳矢量夹角小于预设阈值，实现零动量磁控太阳捕获。
本发明的优点在于：仅使用“0-1式太阳敏感器+磁强计+磁力矩器”在磁控期间作为姿态测量、控制单机，未引入陀螺、星敏感器、推进、飞轮等常规的控制单机，大大简化了控制系统单机配置；由于各单机输出均为模拟量，避免了大量数据处理环节，从而提高了姿控分系统的可靠性，节省了星上资源；同时，选取的单机均为超低功耗单机，大大降低了对星上能源的消耗；且通过在轨试验证明本发明可实现太阳捕获功能，并达到很好的控制效果。
附图说明
图1，本发明所述的卫星零动量磁控太阳捕获装置的架构图；
图2，本发明所述的卫星零动量磁控太阳捕获装置闭环控制示意图；
图3，本发明所述的卫星零动量磁控太阳捕获方法的流程图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明提供的一种卫星零动量磁控太阳捕获装置及方法的具体实施方式做详细说明。
参见图1，本发明所述的卫星零动量磁控太阳捕获装置架构图。所述装置包括：一0-1式太阳敏感器12、一磁强计14以及一磁力矩器16。
所述0-1式太阳敏感器12与所述磁强计14配合，用于进行卫星姿态测量。其中，当所述0-1式太阳敏感器12判断太阳出现在其视场内时，采用双矢量定姿FORM算法，通过所述0-1式太阳敏感器12以及磁强计14确定卫星三轴姿态阵；当所述0-1式太阳敏感器12判断卫星进入地影区时，通过所述磁强计14确定卫星俯仰角。
太阳敏感器是基本的卫星姿态测量敏感器，通过敏感太阳矢量方位来确定卫星姿态。所述0-1式太阳敏感器12的功能是测量太阳矢量相对于敏感器坐标系的大致方位，作为卫星入轨阶段和安全模式下的一种姿态测量敏感器，具有以下作用：
1）提供全天区视场范围内的本体系下太阳矢量信息；
2）判断卫星是否进入地影区；
3）判断太阳是否出现在0-1式太阳敏感器视场内。
所述磁强计14是常规姿态测量敏感器，利用磁通门物理现象测量地球磁场，具有不受光照、视场等因素的影响等优点。
卫星在光照区时，也即所述0-1式太阳敏感器12判断太阳出现在其视场内时，磁强计14和0-1式太阳敏感器12配合，确定卫星三轴姿态阵：采用成熟的双矢量定姿FORM算法，利用所述0-1式太阳敏感器12、磁强计14测量得到的本体系内太阳矢量Sb、磁矢量Bb；利用太阳历模型、地磁场模型得到的轨道系内太阳矢量So、磁矢量Bo，从而确定卫星三轴姿态阵。
卫星进入地影区时，也即所述0-1式太阳敏感器12判断卫星进入地影区时，仅用所述磁强计14实现定姿：卫星进入地影区时，太阳矢量不可观测，仅有磁强计信息可用，以确定出卫星俯仰角θ。
所述磁力矩器16的输出经过延迟后作用于卫星星体，用于在卫星速率阻尼过程为卫星提供控制力矩，控制姿态角度偏差小于预设阈值，从而实现零动量磁控太阳捕获。所述磁力矩器16为卫星提供控制力矩，是姿态控制系统的执行部件。在偏置稳定状态下，磁力矩器16和地球磁场相互作用，产生相应的磁力矩，为卫星提供章动阻尼力矩和进动控制力矩。所述磁力矩器16具有姿态稳定性好、无污染、无活动部件，长寿命、可靠性高等优点。
其中，所述0-1式太阳敏感器12、磁强计14以及磁力矩器16的输出均为模拟量，避免了大量数据处理环节，从而提高了姿控分系统的可靠性，节省了星上资源。
参考图2，本发明所述的卫星零动量磁控太阳捕获装置闭环控制示意图；所述磁力矩器16、卫星星体、卫星太阳能帆板、0-1式太阳敏感器12以及磁强计14组成闭环控制，完成姿态测量与控制，实现零动量磁控太阳捕获。
根据太阳捕获导引律的姿态跟踪角度导引律输入控制所述磁力矩器的输出，所述磁力矩器的输出经过延迟环节延迟后作用于卫星星体，用于在卫星速率阻尼过程为卫星提供控制力矩。考虑系统计算、信号传输、控制器反应时间等等的综合延迟作用，故设计延迟环节；所述卫星星体为带有挠性帆板的卫星三轴耦合动力学模型。
控制力矩与干扰力矩共同作用于卫星星体+卫星太阳能帆板耦合动力学模型，将卫星太阳能帆板法线轴（本体-y轴）转向太阳矢量，同时减小星体各轴角速度。积分环节将卫星星体+卫星太阳能帆板耦合动力学模型输出的角速度信号积分，得到姿态角信号，之后0-1式太阳敏感器以及磁强计共同作用实现定姿，输出一包含测角误差的测量姿态角，作为反馈信息，与太阳捕获导引律做差得到误差信号，作为所述磁力矩器的输入，形成闭环控制。
本发明所述的卫星零动量磁控太阳捕获装置仅使用“0-1式太阳敏感器+磁强计+磁力矩器”在磁控期间作为姿态测量、控制单机，未引入陀螺、星敏感器、推进、飞轮等常规的控制单机，大大简化了控制系统单机配置；由于各单机输出均为模拟量，避免了大量数据处理环节，从而提高了姿控分系统的可靠性，节省了星上资源；同时，选取的单机均为超低功耗单机，大大降低了对星上能源的消耗；且通过在轨试验证明本发明可实现太阳捕获功能，并达到指标要求的控制效果。
参见图3，本发明所述的卫星零动量磁控太阳捕获方法，包括以下步骤：S32：速率阻尼过程中卫星进行三轴速率阻尼，磁力矩器为卫星提供控制力矩；S34：太阳捕获及三轴磁控过程中，采用0-1式太阳敏感器与磁强计配合定姿，采用磁力矩器将卫星太阳能帆板法线轴转向太阳矢量，同时减小星体各轴角速度，控制卫星太阳能帆板法线与太阳矢量夹角小于预设阈值，实现零动量磁控太阳捕获。以下对上述步骤作进一步解释。
S32：速率阻尼过程中卫星进行三轴速率阻尼，磁力矩器为卫星提供控制力矩。
速率阻尼过程，卫星进行三轴速率阻尼，可以采用BDot速率阻尼算法，磁力矩器能力全部用于速率阻尼，减小星体各轴角速度至预设速度值（例如：0.5度/秒）。
S34：太阳捕获及三轴磁控过程中，采用0-1式太阳敏感器与磁强计配合定姿，采用磁力矩器将卫星太阳能帆板法线轴转向太阳矢量，同时减小星体各轴角速度，控制卫星太阳能帆板法线与太阳矢量夹角小于预设阈值，实现零动量磁控太阳捕获。
太阳捕获+三轴磁控过程，卫星进行太阳捕获同时进行三轴磁控，采用0-1式太阳敏感器与磁强计配合定姿，进而可以采用类似PD磁控方法，通过磁力矩器将卫星太阳能帆板法线轴（本体-y轴）转向太阳矢量，同时减小星体各轴角速度，控制帆板法线与太阳矢量夹角小于预设阈值（例如：40deg），至此完成零动量磁控太阳捕获阶段；之后进入偏置动量太阳捕获阶段。
其中采用0-1式太阳敏感器与磁强计配合定姿进一步包括：当所述0-1式太阳敏感器判断太阳出现在其视场内时，采用双矢量定姿FORM算法，通过所述0-1式太阳敏感器以及磁强计确定卫星三轴姿态阵；当所述0-1式太阳敏感器判断卫星进入地影区时，通过所述磁强计确定卫星俯仰角。所述双矢量定姿FORM算法进一步包括：通过所述太阳敏感器、磁强计测量得到的本体系内太阳矢量、磁矢量，以及提供太阳历模型、地磁场模型得到的轨道系内太阳矢量、磁矢量，进而确定卫星三轴姿态阵。
偏置动量太阳捕获阶段包括：
1）动量轮起旋+太阳捕获+三轴磁控：此过程，-y轴动量轮起旋，并以每秒0.3rpm，加速至2400rpm（-3Nms），形成偏置，动量轮加速过程中保持三轴磁控和太阳捕获控制；
2）卫星偏置+太阳捕获+三轴磁控：此过程，动量轮形成偏置，同时保持三轴磁控和太阳捕获控制。
本发明通过的卫星零动量磁控太阳捕获装置及方法，在零动量磁控太阳捕获阶段，未引入推力器，提高了控制系统可靠性，节省经费；未引入星敏感器、陀螺及动量轮组，仅使用“0-1式太阳敏感器+磁强计+磁力矩器”进行多余角动量的卸载及太阳捕获控制，大大简化了控制系统单机配置；采用磁力矩器，使帆板矢量与太阳矢量夹角小于预设阈值；且通过在轨试验验证，可实现太阳捕获功能，并达到指标要求的控制效果。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。
Claims (7)
1.一种卫星零动量磁控太阳捕获装置，其特征在于，包括：0-1式太阳敏感器、磁强计以及磁力矩器；
所述0-1式太阳敏感器与所述磁强计配合，用于进行卫星姿态测量，其中，
当所述0-1式太阳敏感器判断太阳出现在其视场内时，采用双矢量定姿FORM算法，通过所述0-1式太阳敏感器以及磁强计确定卫星三轴姿态阵；当所述0-1式太阳敏感器判断卫星进入地影区时，通过所述磁强计确定卫星俯仰角；
所述磁力矩器的输出经过延迟后作用于卫星星体，用于在卫星速率阻尼过程为卫星提供控制力矩，控制姿态角度偏差小于预设阈值，从而实现零动量磁控太阳捕获；
所述磁力矩器、卫星星体、卫星太阳能帆板、0-1式太阳敏感器以及磁强计组成闭环控制，完成姿态测量与控制，实现零动量磁控太阳捕获；其中，根据太阳捕获导引律输入而控制所述磁力矩的输出，所述磁力矩器的输出经过延迟环节后作用于卫星星体；控制力矩与干扰力矩共同作用于卫星星体和卫星太阳能帆板耦合动力学模型，以使太阳能帆板法线轴转向太阳矢量；积分环节对卫星星体和卫星太阳能帆板耦合动力学模型输出的角速度信号进行积分以获得姿态角信号；所述0-1式太阳敏感器和磁强计共同作用实现定姿，并输出一包含测角误差的测量姿态角，以作为反馈信息，与太阳捕获导引律做差所获得的误差信号，从而作为所述磁力矩器的输入，形成闭环控制。
2.根据权利要求1所述卫星零动量磁控太阳捕获装置，其特征在于，所述0-1式太阳敏感器、磁强计以及磁力矩器的输出均为模拟量。
3.根据权利要求1所述卫星零动量磁控太阳捕获装置，其特征在于，所述双矢量定姿FORM算法进一步包括：通过所述太阳敏感器、磁强计测量得到的本体系内太阳矢量、磁矢量，以及提供太阳历模型、地磁场模型得到的轨道系内太阳矢量、磁矢量，进而确定卫星三轴姿态阵。
4.一种卫星零动量磁控太阳捕获方法，采用权利要求1所述的卫星零动量磁控太阳捕获装置，其特征在于，包括以下步骤：
(1)速率阻尼过程中卫星进行三轴速率阻尼，磁力矩器为卫星提供控制力矩；
(2)太阳捕获及三轴磁控过程中，采用0-1式太阳敏感器与磁强计配合定姿，采用磁力矩器将卫星太阳能帆板法线轴转向太阳矢量，同时减小星体各轴角速度，控制卫星太阳能帆板法线与太阳矢量夹角小于预设阈值，实现零动量磁控太阳捕获。
5.根据权利要求4所述卫星零动量磁控太阳捕获方法，其特征在于，步骤(1)中进一步包括：采用BDot速率阻尼算法，磁力矩器输出全部用于速率阻尼，减小星体各轴角速度至预设速度值。
6.根据权利要求4所述卫星零动量磁控太阳捕获方法，其特征在于，步骤(2)中采用0-1式太阳敏感器与磁强计配合定姿进一步包括：当所述0-1式太阳敏感器判断太阳出现在其视场内时，采用双矢量定姿FORM算法，通过所述0-1式太阳敏感器以及磁强计确定卫星三轴姿态阵；当所述0-1式太阳敏感器判断卫星进入地影区时，通过所述磁强计确定卫星俯仰角。
7.根据权利要求6所述卫星零动量磁控太阳捕获方法，其特征在于，所述双矢量定姿FORM算法进一步包括：通过所述太阳敏感器、磁强计测量得到的本体系内太阳矢量、磁矢量，以及提供太阳历模型、地磁场模型得到的轨道系内太阳矢量、磁矢量，进而确定卫星三轴姿态阵。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |