CN106292677B - 基于恒星时角的姿态控制方法和系统 - Google Patents

基于恒星时角的姿态控制方法和系统 Download PDF

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Abstract

本发明公开一种基于恒星时角的姿态控制方法，包含：S1、获取卫星的当前星上时间对应的儒略世纪；S2、计算恒星时角；S3、计算得到的轨道坐标系与惯性坐标系之间的姿态转换四元数；S4、计算得到卫星本体系相对轨道系的姿态四元数；S5、计算俯仰‑滚动‑偏航转序下卫星本体系下的欧拉角，得到基于星敏感器信息的姿态确定角；S6、执行PD控制算法，计算得到控制力矩；重复S1至S6，实现卫星的自主连续导航和姿态控制。本发明仅通过恒星时角的计算，进行航天器位置自主导航和姿态控制，解决异常状态下因无法获取地面或GNSS测定轨信息的问题，从而实现卫星的自主管理，提高卫星的可靠性和生存能力。

Description

基于恒星时角的姿态控制方法和系统
技术领域
本发明涉及卫星的自主控制技术，具体涉及基于恒星时角的姿态控制方法和系统。
背景技术
静止轨道卫星在同步轨道阶段为了确定卫星轨道实现星上姿态控制，通常有两种方法，一种需要地面进行多次测轨确定卫星轨道，并上注轨道参数，该种导航需要依赖地面测定轨技术，缺点在于对地面依赖性较大，若要实现高精度轨道预报，需要多个地面站，长期观测；另一种需要接收GPS等天基导航系统实时的测定轨信息，目前尚未对该类漏GPS信号做导航的接收机进行验证。随着我国空间技术的发展，高轨道卫星的数目迅速增加，尤其是境外地球同步(GEO)轨道卫星，对高轨道卫星的自主定位并实现自主姿态控制的需求越来越多。
发明内容
本发明提供一种基于恒星时角的姿态控制方法和系统，实现自主姿态控制，降低卫星对地面站和天基导航系统的定位需求，提高卫星自主能力。
为实现上述目的，本发明提供一种基于恒星时角的姿态控制方法，其特点是，该姿态控制方法包含：
S1、获取卫星的当前星上时间对应的儒略世纪；
S2、利用当前星上时间对应的儒略世纪和卫星在地球同步轨道的定点位置信息，计算恒星时角；
S3、利用恒星时角，计算得到的轨道坐标系与惯性坐标系之间的姿态转换四元数；
S4、利用轨道坐标系与惯性坐标系之间的姿态转换四元数，结合星敏感器测量得到的通过安装误差修正后的本体系相对惯性系姿态信息，计算得到卫星本体系相对轨道系的姿态四元数；
S5、利用卫星本体系相对轨道系的姿态四元数，计算俯仰-滚动-偏航转序下卫星本体系下的欧拉角，得到基于星敏感器信息的姿态确定角，作为系统控制输入；
S6、利用由前后拍星敏感器确定的姿态角微分计算得到的姿态角速度，结合由基于星敏感器信息的姿态确定角确定的姿态角估值，执行PD控制算法，计算得到控制力矩；
重复S1至S6，实现卫星的自主连续导航和姿态控制。
上述S1中，获取卫星的当前星上时间对应的儒略世纪T，如式(1)：
式(1)中：t为相对2000年1月1日12时UTC时间的星上当前时刻，单位为秒。
上述S2中，利用当前星上时间对应的儒略世纪和卫星在地球同步轨道的定点位置信息，根据式(2)计算恒星时角SG包含：
SG＝((18h.697374558+879000h.051336907T)×15+P)×π/180 (2)
式(2)中：T为星上时间对应的儒略世纪；P为卫星在地球同步轨道定点位置，单位为度。
如权利要求1所述的基于恒星时角的姿态控制方法，其特征在于，所述S3中，利用恒星时角根据式(3)计算得到的轨道坐标系与惯性坐标系之间的姿态转换四元数qoi包含：
式(3)中：SG为恒星时角，T为星上时间对应的儒略世纪。
上述S4中，计算得到卫星本体系相对轨道系的姿态四元数包含：
将星敏感器输出姿态四元数qoi经安装偏差修正后的值qbi变换为轨道计算时刻卫星本体坐标系相对轨道坐标系的姿态四元数，用qbo表示；姿态四元数qbo计算过程如式(4)：
式(4)中：qbi为星敏感器输出姿态四元数qoi经安装偏差修正后的值；qio表示轨道坐标系变换到惯性坐标系的姿态四元数。
上述S5中，计算俯仰-滚动-偏航转序下卫星本体系下的欧拉角，得到基于星敏感器信息的姿态确定角包含：
将星敏感器输出姿态四元数qbo转换成姿态角，姿态角用表示，转换方法如式(5)：
θST＝atan 2(2(qbo,1qbo,3+qbo,2qbo,4),-(qbo,1)2-(qbo,2)2+(qbo,3)2+(qbo,4)2)
ψST＝atan 2(2(qbo,1qbo,2+qbo,3qbo,4),-(qbo,1)2+(qbo,2)2-(qbo,3)2+(qbo,4)2) (5)
式(5)中，为基于星敏感器姿态确定角的滚动角，θST为姿态确定角的俯仰角，ψST为姿态确定角的偏航角；qbo＝[qbo,1 qbo,2 qbo,3 qbo,4]；qbo,4为四元素标量部分，qbo,1,qbo,2,qbo,3为四元素矢量部分；
函数atan2(Y,X)计算方法如式(6)：
上述S6包含：
利用基于星敏感器的姿态确定角计算姿态角估值与姿态角速度，姿态角估值用表示，姿态角速度用表示，如式(7)：
式(7)中，为基于星敏感器姿态确定角的滚动角，θST为姿态确定角的俯仰角，ψST为姿态确定角的偏航角；Ts为控制周期；
执行PD控制算法，控制力矩用Tci(i＝x,y,z)表示，如式(8)：
式(8)中，KPi,KDi(i＝x,y,z)为控制器参数；qPi,qDi(i＝x,y,z)为整定系数，缺省为1。
一种基于恒星时角的姿态控制系统，其特征在于，该姿态控制系统包含：
儒略世纪获取模块，其获取卫星的当前星上时间对应的儒略世纪；
恒星时角计算模块，其利用当前星上时间对应的儒略世纪和卫星在地球同步轨道的定点位置信息，计算恒星时角；
姿态转换四元数计算模块，其利用恒星时角，计算得到的轨道坐标系与惯性坐标系之间的姿态转换四元数；
姿态四元数计算模块，其利用轨道坐标系与惯性坐标系之间的姿态转换四元数，结合星敏感器测量得到的通过安装误差修正后的本体系相对惯性系姿态信息，计算得到卫星本体系相对轨道系的姿态四元数；
姿态确定角获取模块，其利用卫星本体系相对轨道系的姿态四元数，计算俯仰-滚动-偏航转序下卫星本体系下的欧拉角，得到基于星敏感器信息的姿态确定角，作为系统控制输入；
控制力矩获取模块，其利用由前后拍星敏感器确定的姿态角微分计算得到的姿态角速度，结合由基于星敏感器信息的姿态确定角确定的姿态角估值，执行PD控制算法，计算得到控制力矩。
本发明基于恒星时角的姿态控制方法和系统和现有技术的卫星主控导航和姿态控制技术相比，其优点在于，本发明仅通过恒星时角的计算，进行航天器位置自主导航和姿态控制，解决异常状态下因无法获取地面或GNSS测定轨信息的问题，从而实现卫星的自主管理，提高卫星的可靠性和生存能力。
附图说明
图1为本发明基于恒星时角的姿态控制方法的流程图。
具体实施方式
以下结合附图，进一步说明本发明的具体实施例。
如图1所示，本发明公开了一种基于恒星时角的姿态控制方法，该姿态控制方法具体包含以下步骤：
S1、获取卫星的当前星上时间对应的儒略世纪T，如式(1)：
式(1)中：t为相对2000年1月1日12时UTC时间的星上当前时刻，单位为秒。
S2、利用当前星上时间对应的儒略世纪和卫星在地球同步轨道的定点位置信息P，根据式(2)计算卫星恒星时角SG包含：
SG＝((18h.697374558+879000h.051336907T)×15+P)×π/180 (2)
式(2)中：T为星上时间对应的儒略世纪；P为卫星在地球同步轨道定点位置，单位为度。
S3、由星上时间对应的儒略世纪和卫星在GEO轨道定点位置计算得到的恒星时角，根据式(3)计算得到的轨道坐标系与惯性坐标系之间的姿态转换四元数qoi包含：
式(3)中：SG为恒星时角，T为星上时间对应的儒略世纪。
S4、利用轨道坐标系与惯性坐标系之间的姿态转换四元数，结合星敏感器测量得到的通过安装误差修正后的本体系相对惯性系姿态信息，计算得到卫星本体系相对轨道系的姿态四元数。
将星敏感器输出姿态四元数qoi经安装偏差修正后的值qbi变换为轨道计算时刻卫星本体坐标系相对轨道坐标系的姿态四元数，用qbo表示；姿态四元数qbo计算过程如式(4)：
式(4)中：qbi为星敏感器输出姿态四元数qoi经安装偏差修正后的值；qio表示轨道坐标系变换到惯性坐标系的姿态四元数。
S5、星敏感器姿态确定。利用卫星本体系相对轨道系的姿态四元数，计算俯仰-滚动-偏航转序下卫星本体系下的欧拉角，得到基于星敏感器信息的姿态确定角，作为系统控制输入。
将星敏感器输出姿态四元数qbo转换成姿态角，姿态角用表示，转换方法如式(5)：
θST＝atan 2(2(qbo,1qbo,3+qbo,2qbo,4),-(qbo,1)2-(qbo,2)2+(qbo,3)2+(qbo,4)2)
ψST＝atan 2(2(qbo,1qbo,2+qbo,3qbo,4),-(qbo,1)2+(qbo,2)2-(qbo,3)2+(qbo,4)2) (5)
式(5)中，为基于星敏感器姿态确定角的滚动角，θST为姿态确定角的俯仰角，ψST为姿态确定角的偏航角；qbo＝[qbo,1 qbo,2 qbo,3 qbo,4]；qbo,4为四元素标量部分，qbo,1,qbo,2,qbo,3为四元素矢量部分；
其中，函数atan2(Y,X)计算方法如式(6)：
S6、控制力矩计算。利用由前后拍星敏感器确定的姿态角微分计算得到的姿态角速度，结合由基于星敏感器信息的姿态确定角确定的姿态角估值，执行PD控制算法，计算得到控制力矩，具体包含：
S6.1、先利用基于星敏感器的姿态确定角计算姿态角估值与姿态角速度，姿态角估值用表示，姿态角速度用表示，如式(7)：
式(7)中，为基于星敏感器姿态确定角的滚动角，θST为姿态确定角的俯仰角，ψST为姿态确定角的偏航角；Ts为控制周期；
S6.2、然后，执行PD控制算法，控制力矩用Tci(i＝x,y,z)表示，如式(8)：
式(8)中，KPi,KDi(i＝x,y,z)为控制器参数；qPi,qDi(i＝x,y,z)为整定系数，缺省为1。
重复上述S1至S6，即实现卫星的自主连续导航和姿态控制。
本发明还公开了一种基于恒星时角的姿态控制系统，该姿态控制系统包含：
儒略世纪获取模块，其获取卫星的当前星上时间对应的儒略世纪。
恒星时角计算模块，其输入端连接儒略世纪获取模块的输出，利用当前星上时间对应的儒略世纪和卫星在地球同步轨道的定点位置信息，计算恒星时角。
姿态转换四元数计算模块，其输入端连接恒星时角计算模块的输出，利用恒星时角，计算得到的轨道坐标系与惯性坐标系之间的姿态转换四元数。
姿态四元数计算模块，其输入端连接姿态转换四元数计算模块的输出，利用轨道坐标系与惯性坐标系之间的姿态转换四元数，结合星敏感器测量得到的通过安装误差修正后的本体系相对惯性系姿态信息，计算得到卫星本体系相对轨道系的姿态四元数。
姿态确定角获取模块，其输入端连接姿态四元数计算模块的输出，利用卫星本体系相对轨道系的姿态四元数，计算俯仰-滚动-偏航转序下卫星本体系下的欧拉角，得到基于星敏感器信息的姿态确定角，作为系统控制输入。
控制力矩获取模块，其输入端连接姿态确定角获取模块的输出，利用由前后拍星敏感器确定的姿态角微分计算得到的姿态角速度，结合由基于星敏感器信息的姿态确定角确定的姿态角估值，执行PD控制算法，计算得到控制力矩。
尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。

Claims (2)

1.一种基于恒星时角的姿态控制方法，其特征在于，该姿态控制方法包含：
S1、获取卫星的当前星上时间对应的儒略世纪；
所述S1中，获取卫星的当前星上时间对应的儒略世纪T，如式(1)：
式(1)中：t为相对2000年1月1日12时UTC时间的星上当前时刻，单位为秒；
S2、利用当前星上时间对应的儒略世纪和卫星在地球同步轨道的定点位置信息，计算恒星时角；
所述S2中，利用当前星上时间对应的儒略世纪和卫星在地球同步轨道的定点位置信息，根据式(2)计算恒星时角SG包含：
SG＝((18h.697374558+879000h.051336907T)×15+P)×π/180(2)
式(2)中：T为星上时间对应的儒略世纪；P为卫星在地球同步轨道定点位置，单位为度；
S3、利用恒星时角，计算得到的轨道坐标系与惯性坐标系之间的姿态转换四元数；
所述S3中，利用恒星时角根据式(3)计算得到的轨道坐标系与惯性坐标系之间的姿态转换四元数qoi包含：
式(3)中：SG为恒星时角，T为星上时间对应的儒略世纪；
S4、利用轨道坐标系与惯性坐标系之间的姿态转换四元数，结合星敏感器测量得到的通过安装误差修正后的本体系相对惯性系姿态信息，计算得到卫星本体系相对轨道系的姿态四元数；
所述S4中，计算得到卫星本体系相对轨道系的姿态四元数包含：
将星敏感器输出姿态四元数qoi经安装偏差修正后的值qbi变换为轨道计算时刻卫星本体坐标系相对轨道坐标系的姿态四元数，用qbo表示；
姿态四元数qbo计算过程如式(4)：
式(4)中：qbi为星敏感器输出姿态四元数qoi经安装偏差修正后的值；qio表示轨道坐标系变换到惯性坐标系的姿态四元数；
S5、利用卫星本体系相对轨道系的姿态四元数，计算俯仰-滚动-偏航转序下卫星本体系下的欧拉角，得到基于星敏感器信息的姿态确定角，作为系统控制输入；
所述S5中，计算俯仰-滚动-偏航转序下卫星本体系下的欧拉角，得到基于星敏感器信息的姿态确定角包含：
将卫星本体系相对轨道系的姿态四元数qbo转换成姿态确定角，姿态确定角用表示，转换方法如式(5)：
θST＝atan2(2(qbo,1qbo,3+qbo,2qbo,4),-(qbo,1)2-(qbo,2)2+(qbo,3)2+(qbo,4)2)
ψST＝atan2(2(qbo,1qbo,2+qbo,3qbo,4),-(qbo,1)2+(qbo,2)2-(qbo,3)2+(qbo,4)2)(5)
式(5)中，为基于星敏感器姿态确定角的滚动角，θST为姿态确定角的俯仰角，ψST为姿态确定角的偏航角；qbo＝[qbo,1 qbo,2 qbo,3 qbo,4]；qbo,4为四元素标量部分，qbo,1,qbo,2,qbo,3为四元素矢量部分；
函数atan2(Y,X)计算方法如式(6)：
S6、利用由前后拍星敏感器确定的姿态确定角微分计算得到的姿态确定角速度，结合由基于星敏感器信息的姿态确定角确定的姿态确定角估值，执行PD控制算法，计算得到控制力矩；
所述S6包含：
利用基于星敏感器的姿态确定角计算姿态确定角估值与姿态确定角速度，姿态确定角估值用表示，姿态确定角速度用表示，如式(7)：
式(7)中，为基于星敏感器姿态确定角的滚动角，θST为姿态确定角的俯仰角，ψST为姿态确定角的偏航角；Ts为控制周期；
执行PD控制算法，控制力矩用Tci，i＝x,y,z表示，如式(8)：
式(8)中，KPi,KDi，i＝x,y,z为控制器参数；qPi,qDi，i＝x,y,z为整定系数，缺省为1；
重复S1至S6，实现卫星的自主连续导航和姿态控制。
2.一种基于恒星时角的姿态控制系统，其特征在于，该姿态控制系统包含：
儒略世纪获取模块，其获取卫星的当前星上时间对应的儒略世纪；获取卫星的当前星上时间对应的儒略世纪T，如式(1)：
式(1)中：t为相对2000年1月1日12时UTC时间的星上当前时刻，单位为秒；
恒星时角计算模块，其利用当前星上时间对应的儒略世纪和卫星在地球同步轨道的定点位置信息，计算恒星时角；利用当前星上时间对应的儒略世纪和卫星在地球同步轨道的定点位置信息，根据式(2)计算恒星时角SG包含：
SG＝((18h.697374558+879000h.051336907T)×15+P)×π/180(2)
式(2)中：T为星上时间对应的儒略世纪；P为卫星在地球同步轨道定点位置，单位为度；
姿态转换四元数计算模块，其利用恒星时角，计算得到的轨道坐标系与惯性坐标系之间的姿态转换四元数；利用恒星时角根据式(3)计算得到的轨道坐标系与惯性坐标系之间的姿态转换四元数qoi包含：
式(3)中：SG为恒星时角，T为星上时间对应的儒略世纪；
姿态四元数计算模块，其利用轨道坐标系与惯性坐标系之间的姿态转换四元数，结合星敏感器测量得到的通过安装误差修正后的本体系相对惯性系姿态信息，计算得到卫星本体系相对轨道系的姿态四元数；计算得到卫星本体系相对轨道系的姿态四元数包含：
将星敏感器输出姿态四元数qoi经安装偏差修正后的值qbi变换为轨道计算时刻卫星本体坐标系相对轨道坐标系的姿态四元数，用qbo表示；姿态四元数qbo计算过程如式(4)：
式(4)中：qbi为星敏感器输出姿态四元数qoi经安装偏差修正后的值；qio表示轨道坐标系变换到惯性坐标系的姿态四元数；
姿态确定角获取模块，其利用卫星本体系相对轨道系的姿态四元数，计算俯仰-滚动-偏航转序下卫星本体系下的欧拉角，得到基于星敏感器信息的姿态确定角，作为系统控制输入；计算俯仰-滚动-偏航转序下卫星本体系下的欧拉角，得到基于星敏感器信息的姿态确定角包含：
将卫星本体系相对轨道系的姿态四元数qbo转换成姿态确定角，姿态确定角用表示，转换方法如式(5)：
θST＝atan2(2(qbo,1qbo,3+qbo,2qbo,4),-(qbo,1)2-(qbo,2)2+(qbo,3)2+(qbo,4)2)
ψST＝atan2(2(qbo,1qbo,2+qbo,3qbo,4),-(qbo,1)2+(qbo,2)2-(qbo,3)2+(qbo,4)2)(5)
式(5)中，为基于星敏感器姿态确定角的滚动角，θST为姿态确定角的俯仰角，ψST为姿态确定角的偏航角；qbo＝[qbo,1 qbo,2 qbo,3 qbo,4]；qbo,4为四元素标量部分，qbo,1,qbo,2,qbo,3为四元素矢量部分；
函数atan2(Y,X)计算方法如式(6)：
控制力矩获取模块，其利用由前后拍星敏感器确定的姿态确定角微分计算得到的姿态确定角速度，结合由基于星敏感器信息的姿态确定角确定的姿态确定角估值，执行PD控制算法，计算得到控制力矩；利用基于星敏感器的姿态确定角计算姿态确定角估值与姿态确定角速度，姿态确定角估值用表示，姿态确定角速度用表示，如式(7)：
式(7)中，为基于星敏感器姿态确定角的滚动角，θST为姿态确定角的俯仰角，ψST为姿态确定角的偏航角；Ts为控制周期；
执行PD控制算法，控制力矩用Tci，i＝x,y,z表示，如式(8)：
式(8)中，KPi,KDi，i＝x,y,z为控制器参数；qPi,qDi，i＝x,y,z为整定系数，缺省为1。
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