CN106494646B - 一种磁阻尼重捕地球控制方法及系统 - Google Patents
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Abstract
本发明公开一种磁阻尼重捕地球控制方法，包含：采用磁阻尼控制方法设置俯仰飞轮转速保持在偏置动量目标转速，磁阻尼控制完成后，星体俯仰角速度跟随地磁场变化；采用飞轮PI控制方法，飞轮转速指令中设置俯仰飞轮转速偏置量，在磁阻尼和重捕地球过程中，俯仰飞轮转速偏置量保持在偏置动量中心转速；磁阻尼控制完成，当地平仪姿态可用且控制用姿态不超过预设阈值，直接由磁阻尼控制转入偏置动量飞轮对地控制。本发明基于磁轮联控模式下俯仰轴运动规律，利用地平仪弦宽信息，在磁阻尼控制基础上自主建立偏置动量对地定向控制，避免了偏置动量飞轮消旋控制，因此该方法简洁，易于工程实现。
Description
技术领域
本发明涉及卫星姿态控制技术，具体涉及一种基于地平仪信息的磁阻尼重捕地球控制方法及系统。
背景技术
磁阻尼控制(或称磁轮联控)仅基于地磁场信息，控制磁力矩器即可实现卫星角速度的阻尼控制；磁阻尼控制且结合偏置动量飞轮，可实现阻尼后星体俯仰轴接近轨道面法线，对于晨昏轨道卫星可保证能源。因此在当今卫星姿轨控分系统研制中获得了越来越重要的应用。具体为，根据晨昏轨道特点，当姿态控制异常时，起旋偏置动量轮，此时动量轮轴线接近轨道法线，体现定轴性。此时设计磁矩力矩将控制至B方向，即星体X、Z轴沿地磁矢量方向，因此可保证帆板面受照，保证能源。
由于地磁场矢量在惯性空间以2ω0(2倍轨道角速度)变化，跟踪地磁场星体也应以2ω0转动，因此星体俯仰轴处于慢旋状态，安装在卫星俯仰轴的红外地平仪必然存在视场良好的过程，即红外地平仪必然存在姿态可用的过程。因此可基于地平仪信息，完成卫星俯仰和滚动轴的对地定向控制，而偏航轴可根据偏置动量特性，基于滚动姿态和滚动偏航姿态误差的耦合完成偏航轴控制。
发明内容
本发明提供一种磁阻尼重捕地球控制方法及系统，在磁阻尼控制基础上自主建立偏置动量对地定向控制，简化姿态异常后的处理操作。
为实现上述目的，本发明公开了一种磁阻尼重捕地球控制方法，其特点是，该控制方法包含：
采用磁阻尼控制方法，设置俯仰飞轮转速保持在偏置动量目标转速，磁阻尼控制完成后，星体俯仰角速度跟随地磁场变化；
采用飞轮PI控制方法，飞轮转速指令中设置俯仰飞轮转速偏置量，在磁阻尼和重捕地球过程中，俯仰飞轮转速偏置量保持在偏置动量中心转速，星体处于偏置动量状态；
磁阻尼控制完成后，当地平仪姿态可用且控制用姿态不超过预设阈值，则直接由磁阻尼控制转入偏置动量飞轮对地控制，偏置动量飞轮对地控制首先基于地平仪两轴姿态进行控制。
上述磁阻尼控制方法包含：
根据式(1)计算磁矩M：
式(1)中Cxxmb为消旋目标角速度值，量纲为rad/s，默认均为0，地面注入修改，注入量限幅在±1度/秒以内，B为本体磁场强度，在磁阻尼控制模式下由磁强计测量得到；
根据式(2)计算磁电流：
Icout＝M/Kic (2)
式(2)中Kic为目标磁矩与磁电流转换系数；
仅俯仰飞轮转速保持在偏置动量目标转速，用于提供偏置角动量。
上述磁阻尼控制方法启动情况为发生如下情况之一，具体有：
a)初态，18min没有建立初始姿态；
b)初态喷气故障；
c)飞轮全姿态模式下，光照区10分钟没有捕获太阳；
d)稳态飞轮对地下，姿态无基准；
e)偏置动量磁控制下，姿态连续2s超过18度。
上述磁阻尼控制完成的判定方法：当各轴磁场强度的变化率连续小于预设的变化率阈值，则磁阻尼控制完成，并设置磁阻尼完成标志。
上述磁阻尼控制完成的判定方法包含：
当满足连续2000s满足式(3)：
则建立磁阻尼结束标志MDR＝FFFF，即磁阻尼完成。
上述飞轮PI控制方法包含：
由星体相对轨道系姿态角θ,ψ计算飞轮的指令转速，如式(4)：
式(4)中，θ,ψ为三轴控制用姿态；ω0为轨道角速度；hx、hz分别为滚动、偏航轴飞轮角动量；Kpx、Kix、Kpy、Kiy、Kpz、Kiz为PI控制参数；
飞轮转速由rad/s转换为rpm需乘以系数rad2rpm＝30/π，对输出飞轮指令转速进行限幅；
星载软件最终发送给飞轮的转速指令＝控制量+偏置量，如式(5)
在磁阻尼和重捕地球过程，俯仰飞轮转速偏置量均保持在偏置动量中心转速。
上述偏置动量飞轮对地控制包含：
磁阻尼结束标志已建立，地面注数“允许自主对地”的情况下，星上判断若连续5秒同时满足以下阈值：俯仰地平仪弦宽大于≥40度，且为双边弦宽；俯仰姿态≤20度；则建立捕获地球标志，清磁阻尼标志，转入偏置动量飞轮对地控制；
飞轮对地控制过程的姿态基准：以地平仪输出的滚动、俯仰地平仪姿态滤波值分别作为控制用滚动、俯仰姿态，滚动姿态取反后作为偏航轴控制用姿态，如式(6)：
在星敏感器可用后，可接入星敏姿态进行三轴控制。
一种磁阻尼重捕地球控制系统，其特点是，该系统包含：
磁阻尼控制设定模块，其采用磁阻尼控制方法，设置俯仰飞轮转速保持在偏置动量目标转速，磁阻尼控制完成后，星体俯仰角速度跟随地磁场变化；
飞轮PI控制设定模块，其采用飞轮PI控制方法，飞轮转速指令中设置俯仰飞轮转速偏置量，在磁阻尼和重捕地球过程中，俯仰飞轮转速偏置量保持在偏置动量中心转速，星体处于偏置动量状态；
控制模块，其接收磁阻尼控制设定模块和飞轮PI控制设定模块设定的参数，在磁阻尼控制完成后，当地平仪姿态可用且控制用姿态不超过预设阈值，则直接由磁阻尼控制转入偏置动量飞轮对地控制，偏置动量飞轮对地控制首先基于地平仪两轴姿态进行控制。
本发明一种磁阻尼重捕地球控制方法及系统和现有技术相比，其优点在于，本发明基于磁轮联控模式下俯仰轴运动规律，利用地平仪弦宽信息，在磁阻尼控制基础上自主建立偏置动量对地定向控制，避免了偏置动量飞轮消旋控制，因此该方法简洁，易于工程实现；
本发明在卫星姿态控制出现异常时，甚至是对日安全模式也出现异常时，可转入磁阻尼控制，磁阻尼控制仅基于地磁场信息，控制磁力矩器即可实现卫星角速度的阻尼控制，磁阻尼控制且结合偏置动量飞轮，可实现阻尼后星体俯仰轴接近轨道面法线，对于晨昏轨道卫星可保证能源。
附图说明
图1为本发明磁阻尼重捕地球控制方法的流程图；
图2为磁阻尼完成后星体跟踪地磁场变化示意图；
图3为磁阻尼后重捕地球过程姿态曲线图；
图4为重捕地球过程地平仪弦宽曲线图。
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并结合图2所示，为一种基于地平仪信息的磁阻尼重捕地区控制方法的实施例，该该控制方法具体包含以下步骤：
S1、采用磁阻尼控制方法，设置俯仰飞轮转速保持在偏置动量目标转速，磁阻尼控制完成后，星体俯仰角速度跟随地磁场变化，即星体俯仰轴处于慢旋状态，滚动偏航接近于章动运动。
磁阻尼控制方法启动情况为发生如下情况之一，具体有：
a)初态，18min没有建立初始姿态；
b)初态喷气故障；
c)飞轮全姿态模式下，光照区10分钟没有捕获太阳；
d)稳态飞轮对地下，姿态无基准；
e)偏置动量磁控制下，姿态连续2s超过18度。
磁阻尼控制方法具体包含：
根据式(1)计算磁矩M：
式(1)中Cxxmb(包含三轴的Cxxmbx、Cxxmby、Cxxmbz)为消旋目标角速度值，量纲为rad/s，默认均为0，地面注入修改，注入量限幅在±1度/秒以内，B为本体磁场强度，在磁阻尼控制模式下由磁强计测量得到。
根据式(2)计算磁电流：
Icout＝M/Kic (2)
式(2)中，Kic为目标磁矩与磁电流的转换系数。
飞轮控制：
仅俯仰飞轮转速保持在偏置动量目标转速，用于提供偏置角动量。
其中，磁阻尼控制完成的判定方法为：当各轴磁场强度的变化率连续小于预设的变化率阈值，则磁阻尼控制完成，并设置磁阻尼完成标志，即通过磁场强度变化，判断星体角速度阻尼完成情况，具体包含：
当满足连续2000s满足式(3)：
则建立磁阻尼结束标志MDR＝FFFF，即磁阻尼完成。
S2、采用飞轮PI控制方法，飞轮转速指令中设置俯仰飞轮转速偏置量，飞轮转速指令由控制指令和转速偏置量叠加得到，在磁阻尼和重捕地球过程中，俯仰飞轮转速偏置量保持在偏置动量中心转速，避免了偏置动量飞轮消旋控制，星体处于偏置动量状态。
其中，飞轮PI控制方法包含：
由星体相对轨道系姿态角θ,ψ计算飞轮的指令转速，如式(4)：
式(4)中，θ,ψ为三轴控制用姿态；ω0为轨道角速度；hx、hz分别为滚动、偏航轴飞轮角动量；Kpx、Kix、Kpy、Kiy、Kpz、Kiz为PI控制参数；
飞轮转速由rad/s转换为rpm需乘以系数rad2rpm＝30/π，对输出飞轮指令转速进行限幅；
星载软件最终发送给飞轮的转速指令＝控制量+偏置量，如式(5)：
在磁阻尼和重捕地球过程，俯仰飞轮转速偏置量均保持在偏置动量中心转速。
S3、自主判断俯仰地平仪弦宽差信息，当地平仪姿态可用且控制用姿态不超过预设阈值，则直接由磁阻尼控制转入偏置动量飞轮对地控制，偏置动量飞轮对地控制首先基于地平仪两轴姿态进行控制。
这里，通过自主判断俯仰地平仪弦宽差信息，保证重捕过程安全可靠；考虑到可能的敏感器异常，基于地平仪两轴姿态进行偏置动量飞轮对地控制。
偏置动量飞轮对地控制具体包含：
磁阻尼结束标志MDR＝FFFF已建立，地面注数“允许自主对地”的情况下，星上判断若连续5秒同时满足以下阈值：俯仰地平仪弦宽大于≥40度，且为双边弦宽；俯仰姿态≤20度；则建立捕获地球标志，清磁阻尼标志，转入偏置动量飞轮对地控制。
飞轮对地控制过程的姿态基准：以地平仪输出的滚动、俯仰地平仪姿态滤波值分别作为控制用滚动、俯仰姿态，滚动姿态取反后作为偏航轴控制用姿态，如式(6)：
在星敏感器可用后，可接入星敏姿态进行三轴控制。
如图3所示，为截取2015年1月12日磁阻尼后重捕地球过程姿态曲线，其中三角标记曲线为X轴姿态角曲线，圆形标记曲线为Y轴姿态角曲线，方形标记曲线为Z轴姿态角曲线。可见磁阻尼过程俯仰轴慢旋时，Y轴姿态角靠近X轴姿态角，并在如地平仪两周控制时与X轴姿态角曲线重合，在接入星敏三轴控制后，X轴姿态角曲线、Y轴姿态角曲线和Z轴姿态角曲线重合。
如图4所示，为截取2015年1月12日重捕地球过程地平仪弦宽曲线，其中三角标记曲线为俯仰地平仪左弦宽曲线，圆形标记曲线为俯仰地平仪右弦宽曲线。两曲线交回后并行的起始点为两边弦宽满足条件，接入地平仪控制的时刻。
本发明还公开了一种适用于上述磁阻尼重捕地球控制方法的系统，其特点是，该系统包含：磁阻尼控制设定模块、飞轮PI控制设定模块和连接磁阻尼控制设定模块与飞轮PI控制设定模块输出端的控制模块。
磁阻尼控制设定模块采用磁阻尼控制方法，设置俯仰飞轮转速保持在偏置动量目标转速，磁阻尼控制完成后，星体俯仰角速度跟随地磁场变化；
飞轮PI控制设定模块采用飞轮PI控制方法，飞轮转速指令中设置俯仰飞轮转速偏置量，在磁阻尼和重捕地球过程中，俯仰飞轮转速偏置量保持在偏置动量中心转速，星体处于偏置动量状态；
控制模块接收磁阻尼控制设定模块和飞轮PI控制设定模块设定的参数，在磁阻尼控制完成后，当地平仪姿态可用且控制用姿态不超过预设阈值，则直接由磁阻尼控制转入偏置动量飞轮对地控制，偏置动量飞轮对地控制首先基于地平仪两轴姿态进行控制。
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 (8)
1.一种磁阻尼重捕地球控制方法，其特征在于，该控制方法包含：
采用磁阻尼控制方法，设置俯仰飞轮转速保持在偏置动量目标转速，磁阻尼控制完成后，星体俯仰角速度跟随地磁场变化；
采用飞轮PI控制方法，飞轮的指令转速中设置俯仰飞轮转速偏置量，在磁阻尼和重捕地球过程中，俯仰飞轮转速偏置量保持在偏置动量中心转速，星体处于偏置动量状态；
磁阻尼控制完成后，当地平仪姿态可用且控制用姿态不超过预设阈值，则直接由磁阻尼控制转入偏置动量飞轮对地控制，偏置动量飞轮对地控制首先基于地平仪两轴姿态进行控制。
2.如权利要求1所述的磁阻尼重捕地球控制方法，其特征在于，所述磁阻尼控制方法包含：
根据式(1)计算磁矩M：
式(1)中Cxxmb为消旋目标角速度值，量纲为rad/s，默认均为0，地面注入修改，注入量限幅在±1度/秒以内，B为本体磁场强度，在磁阻尼控制模式下由磁强计测量得到；
根据式(2)计算磁电流：
Icout＝M/Kic (2)
式(2)中Kic为目标磁矩与磁电流转换系数；
仅俯仰飞轮转速保持在偏置动量目标转速，用于提供偏置角动量。
3.如权利要求1或2所述的磁阻尼重捕地球控制方法，其特征在于，所述磁阻尼控制方法启动情况为发生如下情况之一，具体有：
a)初态，18min没有建立初始姿态；
b)初态喷气故障；
c)飞轮全姿态模式下，光照区10分钟没有捕获太阳；
d)稳态飞轮对地下，姿态无基准；
e)偏置动量磁控制下，姿态连续2s超过18度。
4.如权利要求1所述的磁阻尼重捕地球控制方法，其特征在于，所述磁阻尼控制完成的判定方法：当各轴磁场强度的变化率连续小于预设的变化率阈值，则磁阻尼控制完成，并设置磁阻尼完成标志。
5.如权利要求4所述的磁阻尼重捕地球控制方法，其特征在于，所述磁阻尼控制完成的判定方法包含：
当满足连续2000s满足式(3)：
则建立磁阻尼结束标志MDR＝FFFF，即磁阻尼完成。
6.如权利要求1所述的磁阻尼重捕地球控制方法，其特征在于，所述飞轮PI控制方法包含：
由星体相对轨道系姿态角θ,ψ计算飞轮的指令转速，如式(4)：
式(4)中，θ,ψ为三轴控制用姿态；ω0为轨道角速度；hx、hz分别为滚动、偏航轴飞轮角动量；Kpx、Kix、Kpy、Kiy、Kpz、Kiz为PI控制参数；
飞轮转速由rad/s转换为rpm需乘以系数rad2rpm＝30/π，对输出飞轮指令转速进行限幅；
星载软件最终发送给飞轮的指令转速＝控制量+偏置量，如式(5)
在磁阻尼和重捕地球过程，俯仰飞轮转速偏置量均保持在偏置动量中心转速。
7.如权利要求1所述的磁阻尼重捕地球控制方法，其特征在于，所述偏置动量飞轮对地控制包含：
磁阻尼结束标志已建立，地面注数“允许自主对地”的情况下，星上判断若连续5秒同时满足以下阈值：俯仰地平仪弦宽大于≥40度，且为双边弦宽；俯仰姿态≤20度；则建立捕获地球标志，清磁阻尼标志，转入偏置动量飞轮对地控制；
飞轮对地控制过程的姿态基准：以地平仪输出的滚动、俯仰地平仪姿态滤波值分别作为控制用滚动、俯仰姿态，滚动姿态取反后作为偏航轴控制用姿态，如式(6)：
在星敏感器可用后，可接入星敏姿态进行三轴控制。
8.一种磁阻尼重捕地球控制系统，其特征在于，该系统包含：
磁阻尼控制设定模块，其采用磁阻尼控制方法，设置俯仰飞轮转速保持在偏置动量目标转速，磁阻尼控制完成后，星体俯仰角速度跟随地磁场变化；
飞轮PI控制设定模块，其采用飞轮PI控制方法，飞轮的指令转速中设置俯仰飞轮转速偏置量，在磁阻尼和重捕地球过程中，俯仰飞轮转速偏置量保持在偏置动量中心转速，星体处于偏置动量状态；
控制模块，其接收磁阻尼控制设定模块和飞轮PI控制设定模块设定的参数，在磁阻尼控制完成后，当地平仪姿态可用且控制用姿态不超过预设阈值，则直接由磁阻尼控制转入偏置动量飞轮对地控制，偏置动量飞轮对地控制首先基于地平仪两轴姿态进行控制。
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2016
- 2016-11-21 CN CN201611020755.3A patent/CN106494646B/zh active Active
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|---|---|
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