CN106508002B - 一种利用飞轮捕获地球的三轴机动渐进控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种利用飞轮捕获地球的三轴机动渐进控制方法，由沿卫星三轴正交安装的三台飞轮作为执行机构，用滚动-俯仰-偏航姿态转序下的欧拉角和欧拉角速度及四元数描述卫星姿态，采用PD+解耦机动控制律，使卫星星体绕瞬时欧拉轴沿最短路径渐进机动至对地目标姿态。与现有技术相比，该方法节约能源和燃料、可靠性高，避免了利用推进器进行捕获地球控制的高风险，同时大大缩短了捕获地球控制时间，有较强的实用推广价值。

Description

一种利用飞轮捕获地球的三轴机动渐进控制方法

技术领域

本发明涉及一种卫星捕获地球姿态机动控制方法，尤其涉及一种利用飞轮控制捕获地球的三轴机动渐进控制方法。

背景技术

捕获地球控制指的是在卫星姿态异常时，利用星上姿态控制执行机构，如推力器、飞轮等进行姿态机动，使卫星恢复到正常对地姿态。捕获地球成功与否直接关系到卫星的安全和航天任务的成败，所以对可靠性和控制性能要求极高。

现有的卫星一般都是利用星上的推力器作为执行机构进行地球捕获控制，利用喷气获得的力矩使星体三轴依次或同时进行机动，直至姿态恢复到对地定向。这种方法的优点是机动时间短，能使卫星尽快恢复对地定向姿态，缺点是耗费燃料，安全性差，曾有某型卫星在进行推力器地球捕获控制时喷气失控导致卫星姿态翻滚。

还有一类方法是利用飞轮作执行机构三轴依次机动实现捕获地球控制，但由于是单轴依次机动，所以机动时间长是其最大缺点。

为克服以上两类方法的缺点，有必要研究利用飞轮进行三轴同时机动的捕获地球控制方法。

发明内容

本发明要解决的技术问题是：克服现有技术存在的不足，提供一种利用飞轮捕获地球的三轴机动渐进控制方法。能够有效地节省燃料，提高安全性，缩短机动时间。

为解决上述技术问题，本发明是通过以下的技术方案实现的，一种利用飞轮捕获地球的三轴机动渐进控制方法，包括如下步骤：

1.以三台正交安装的飞轮作为执行机构，飞轮最大输出力矩0.15Nm，最大角动量15Nms，满足控制所需。

2.星上姿态测量系统利用滚动-俯仰-偏航姿态转序下相对于轨道坐标系的欧拉角θ、φ和欧拉角速度描述卫星姿态。控制目标可以描述为将卫星由当前异常姿态θ、φ控制到三轴都为0的目标姿态。

3.在小角度稳态控制使用的PD控制律基础上，设计一种小角度三轴机动的解耦控制律。

4.根据欧拉转动定理，由当前姿态向目标姿态的机动只有绕瞬时欧拉轴旋转才是最短路径，所以规划一条使星体绕瞬时欧拉轴旋转的路径。又由于飞轮输出力矩有限，只能跟踪较小的姿态角变化，所以在这条路径上以某小角度为间隔选取若干个中间目标姿态，使星体依次机动到这些中间目标姿态，直至到达0姿态。解算每一个中间目标姿态对应的滚动-俯仰-偏航姿态转序下的欧拉角，再结合当前欧拉角和欧拉角速度利用控制律解算所需控制力矩，对力矩积分换算出飞轮指令转速并发送给飞轮，实现星体的机动控制。

本发明采用的方法，与现有技术相比，其优点和有益效果是：避免了使用喷气进行姿态机动，提高了安全性，减少了燃料消耗，同时由于实现了沿最短路径三轴同时机动，与单轴依次机动相比缩短了机动时间。

附图说明

以下将结合附图和实施例对本发明作进一步说明。

图1为本发明的飞轮在卫星本体坐标系安装示意图；

图2为本发明的每步控制量计算流程图。

具体实施方式

如图1所示，为飞轮在卫星本体坐标系的安装示意图，坐标系O-X_bY_bZ_b为卫星本体坐标系。在卫星本体坐标系的X_b、Y_b、Z_b轴上分别安装hx、hy、hz三台飞轮，三个飞轮分别在三个坐标轴上对星体施加控制力矩。飞轮主要技术指标如下：

最大角动量(绝对值)：15±1N.m.s(对应转速±3100rpm)

最大反作用力矩(绝对值)：≥0.15Nm

飞轮转动惯量：0.0465Kg.m²

最高转速(绝对值)：≥3100 rpm

目标姿态欧拉角为θ₀、φ₀，当前姿态欧拉角θ、φ，当前姿态欧拉角速度卫星主惯量为I_x、I_y、I_z，在当前姿态在目标姿态附近时，即在小角度情况下，通过如下PD+解耦控制律，实现卫星相对于目标姿态的稳定控制：

式中为三轴控制所需力矩向量，K_px、K_dx为滚动轴P项和D项控制参数，K_py、K_dy为俯仰轴P项和D项控制参数，K_pz、K_dz为偏航轴P项和D项控制参数。

姿态计算的控制过程步骤如下：

1.将当前姿态换算成四元数形式，可以求得当前姿态到目标姿态的瞬时欧拉转轴向量和转角。

2.以0.1°为步进量，将瞬时欧拉转角减去一个步进量求得一个中间目标姿态四元数。

3.将中间目标姿态四元数换算成滚动-俯仰-偏航姿态转序下的欧拉角，按式(1)计算和旋加控制量。

4.控制到位后，再重复第1步直至到达零姿态。

以第一步为例说明具体计算过程，星体初始姿态为θ_i、φ_i，对应四元数为

式中ψ_i为瞬时欧拉转角，e_ix、e_iy、e_iz为瞬时欧拉转轴向量。为便于计算，强制定义

q_i0≥0 (3)

ψ_i∈[0，180°] (4)

第一步控制目标姿态对应的四元数为

式中ψ₁为第一步目标姿态对应的瞬时欧拉转角，Δψ₁为步进角。由上式计算其对应滚动-俯仰-偏航姿态转序下的欧拉角θ₁、φ₁，以θ₁、φ₁为目标姿态根据式(1)计算力矩控制量：

如图2所示，依次类推，可整理出一般情况下，由第k步到k+1步控制时的控制量计算流程。图中符号含义如下：

θ、φ：当前第k步测量(计算)所得姿态角；

q：θ、φ对应的姿态四元数；

ψ、：q对应的的欧拉转角和欧拉转轴单位矢量；

Δψ_k+1：第k+1步对应的步进欧拉转角；

q_k+1：第k+1步设定的目标姿态四元数；

θ_k+1、φ_k+1：q_k+1对应的第k+1步设定的目标姿态角；

第k+1步计算所得控制量。

计算和控制过程中还要进行如下处理：

1.式(3)强制定义了四元数q_i标量部分为正，当为负值时，需要对q_i作取反处理，q也是如此；式(4)强制定义了欧拉转角范围，相当于强制定义了四元数q_i矢量部分的正负仅由决定，q也是如此。

2.当机动接近到目标0姿态时，sin(ψ/2)趋近于零，求的运算会奇异，为避免此问题，此时直接以目标姿态解算控制量，不要再走图2的流程。

Claims (1)

1.一种利用飞轮捕获地球的三轴机动渐进控制方法，其特征在于包括如下步骤：

1)选择沿卫星三轴正交安装的三台飞轮作为执行机构；

2)选择用滚动-俯仰-偏航姿态转序下欧拉角、欧拉角速度及四元数描述卫星姿态；

3)以欧拉角、欧拉角速度作为输入量设计PD+解耦的小角度机动控制律；

控制律为：

式中三轴控制所需力矩向量；θ₀、φ₀目标姿态欧拉角；θ、φ当前姿态欧拉角；当前姿态欧拉角速度；I_x、I_y、I_z卫星主惯量；K_px、K_dx滚动轴P项和D项控制参数；K_py、K_dy俯仰轴P项和D项控制参数；K_pz、K_dz偏航轴P项和D项控制参数；

4)规划一条使星体绕瞬时欧拉轴旋转到达目标姿态的最短路径，使用小角度机动控制律将星体沿最短路径渐进机动至目标姿态；

姿态计算和控制过程步骤如下：

4.1)将当前姿态换算成四元数形式，可以求得当前姿态到目标姿态的瞬时欧拉转轴向量和转角；

4.2)以0.1°为步进量，将瞬时欧拉转角减去一个步进量求得一个中间目标姿态四元数；

4.3)将中间目标姿态四元数换算成滚动-俯仰-偏航姿态转序下的欧拉角，按步骤3)计算和施加控制量；

4.4)控制到位后，再重复步骤4.1)直至到达零姿态。