CN106945849B - 一种基于分段控制的卫星姿态机动方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种基于分段控制的卫星姿态机动方法,该方法包含如下步骤:确定卫星姿态机动过程中的姿态;对卫星滚动轴方向分别进行加速、匀速、减速机动控制;对卫星滚动轴方向进行稳定控制;分别对卫星俯仰轴和偏航轴方向进行机动控制;将卫星的滚动轴、俯仰轴和偏航轴切换到稳态控制。本发明利用机动过程加减速的对称性,能够自主将卫星的姿态机动分为加速‑匀速‑减速‑快速稳定‑稳态控制几个过程,每个过程进行相应的控制,实现机动过程自动衔接。
Description
技术领域
本发明涉及卫星姿态机动方法,特别涉及一种基于分段控制的卫星姿态机动方法。
背景技术
随着卫星用户要求的提高,很多卫星为了缩短重访周期,要求姿控系统不仅能够实现高精度高稳定度控制,还要具有快速姿态机动的能力,扩大观测范围,提高载荷的有效利用率。
现有技术中还没有相关技术记载解决卫星快速机动姿态控制问题。
发明内容
本发明的目的是提供一种基于分段控制的卫星姿态机动方法,该方法利用机动过程加减速的对称性,能够自主将卫星的姿态机动分为加速-匀速-减速-快速稳定-稳态控制几个过程,每个过程进行相应的控制,实现机动过程自动衔接。在快速稳定段提高系统的带宽,加快稳定速度,稳态控制段系统切换到正常的控制频率。该方法设计简单可靠,可以有效的实现姿态快速机动,工程上实现简单。
为了实现以上目的,本发明是通过以下技术方案实现的:
一种基于分段控制的卫星姿态机动方法,其特点是,该方法包含如下步骤:
确定卫星姿态机动过程中的姿态;
对卫星滚动轴方向分别进行加速、匀速、减速机动控制;
对卫星滚动轴方向进行稳定控制;
分别对卫星俯仰轴和偏航轴方向进行机动控制;
将卫星的滚动轴、俯仰轴和偏航轴切换到稳态控制。
所述的确定卫星姿态机动过程中的姿态具体包含:
卫星使用星体惯性角速度进行四元数递推,所述的递推算法如下:
其中,
qai(k)是当前拍用陀螺测量角速度递推得到的星体相对惯性系的四元数,表示qai的导数;ω表示卫星惯性角速度,E(q)表示对四元数q的一种运算算子,q4表示四元数q的标量,q13表示四元数q的矢量[q1 q2 q3]T,[q13×]表示对q13进行求反对称矩阵运算;
将递推得到的qai(k)计算成星体相对轨道系的姿态四元数:
当前的卫星姿态角估为:
其中qao表示卫星相对轨道系的姿态四元数,qoi表示轨道系相对惯性系的姿态四元数,表示四元数相乘运算,Rij是矩阵R(qao)的第i行第j列的元素;表示卫星滚动姿态角估值,表示卫星俯仰姿态角估值,表示卫星偏航姿态角估值;
当前卫星的姿态角速度为:
其中,ω0是轨道角速度。
所述的对卫星滚动轴方向分别进行加速、匀速、减速机动控制包含:
当时,姿轨控计算机给滚动方向发Tcx max的力矩指令,即
Tcx(k)=Tcx max
并记录姿态角第一次满足的时间,设为加速时间tacc;
当时,姿轨控计算机给滚动方向发-Tcx max的力矩指令,即
Tcx(k)=-Tcx max
直至减速时间等于加速时间tacc,此时滚动轴方向姿态机动结束。
其中,φd是滚动方向机动的目标姿态角,由地面设定,Tcx max是根据执行机构能力确定的滚动方向最大控制力矩,Tcx(k)表示当前拍的控制力矩指令。
在滚动轴方向机动控制后,对卫星滚动轴方向进行稳定控制,所述的卫星滚动轴方向进行稳定控制具体为:
进行预设时间内的PD控制,控制力矩计算如下:
将Tcx限幅在-Tcx max~Tcx max之间;
其中,Kpx_jd、Kdx_jd是PD控制的参数;
Kdx=2ζxωnxIx,取ζx=1,ωnx=0.05rad/s,Ix是卫星滚动方向转动惯量,ζx表示滚动方向的阻尼比,ωnx表示滚动方向的自然频率,表示滚动角估值,表示滚动角速度估值,Tcx表示滚动方向控制力矩。
所述的分别对卫星俯仰轴和偏航轴方向进行机动控制具体为:对卫星滚动轴方向进行机动控制和稳定控制过程中,对卫星俯仰轴和偏航轴方向机动过程中进行PD控制,控制力矩计算方法如下:
将Tcy限幅在-Tcy max~Tcy max之间,Tcz限幅在-Tcz max~Tcz max之间;
其中,Tcy max、Tcz max是根据执行机构能力确定的俯仰和偏航方向最大控制力矩,Kpy_jd、Kdy_jd、Kpz_jd、Kdz_jd是俯仰轴和偏航轴方向的PD控制参数;
Kdy=2ζyωnyIy,Kdz=2ζzωnzIz
取ζy=ζz=0.7,ωny=0.05rad/s,ωnz=0.025rad/s。
Iy是卫星俯仰方向转动惯量,Iz是卫星俯仰方向转动惯量,ζy表示俯仰方向的阻尼比,ζz表示偏航方向的阻尼比,ωny表示俯仰方向的自然频率,ωnz表示偏航方向的自然频率,表示俯仰角估值,表示偏航角估值,表示俯仰角速度估值,表示偏航角速度估值,Tcy表示俯仰方向控制力矩,Tcz表示偏航方向控制力矩。
本发明与现有技术相比,具有以下优点:
该方法利用机动过程加减速的对称性,能够自主将卫星的姿态机动分为加速-匀速-减速-快速稳定-稳态控制几个过程,每个过程进行相应的控制,实现机动过程自动衔接。在快速稳定段提高系统的带宽,加快稳定速度,稳态控制段系统切换到正常的控制频率。该方法设计简单可靠,可以有效的实现姿态快速机动,工程上实现简单。
附图说明
图1为本发明一种基于分段控制的卫星姿态机动方法的流程图。
具体实施方式
以下结合附图,通过详细说明一个较佳的具体实施例,对本发明做进一步阐述。
如图1所示,一种基于分段控制的卫星姿态机动方法,该方法包含如下步骤:
确定卫星姿态机动过程中的姿态;
对卫星滚动轴方向分别进行加速、匀速、减速机动控制;
对卫星滚动轴方向进行稳定控制;
分别对卫星俯仰轴和偏航轴方向进行机动控制;
将卫星的滚动轴、俯仰轴和偏航轴切换到稳态控制。
上述的确定卫星姿态机动过程中的姿态具体包含:
卫星使用星体惯性角速度进行四元数递推,所述的递推算法如下:
其中,
qai是当前拍用惯性角速度递推得到的星体相对惯性系的四元数,表示qai的导数;ω表示卫星惯性角速度,E(q)表示对四元数q的一种运算算子,q4表示四元数q的标量,q13表示四元数q的矢量[q1 q2 q3]T,[q13×]表示对q13进行求反对称矩阵运算。
将递推得到的qai(k)计算成星体相对轨道系的姿态四元数:
当前的卫星姿态角估值为:
其中,qao表示卫星相对轨道系的姿态四元数,qoi表示轨道系相对惯性系的姿态四元数,表示四元数相乘运算,Rij是矩阵R(qao)的第i行第 j列的元素;表示卫星滚动姿态角估值,表示卫星俯仰姿态角估值,表示卫星偏航姿态角估值。
当前卫星的姿态角速度为:
其中,ω0是轨道角速度,ωr是卫星姿态角速度估值。
上述的对卫星滚动轴方向分别进行加速、匀速、减速机动控制包含:
当时,姿轨控计算机给滚动方向发Tcx max的力矩指令,即
Tcx(k)=Tcx max
并记录姿态角第一次满足的时间,设为加速时间tacc;
当时,姿轨控计算机给滚动方向发-Tcx max的力矩指令,即
Tcx(k)=-Tcx max
直至减速时间等于加速时间tacc,此时滚动轴方向姿态机动结束。
其中,φd是滚动方向机动的目标姿态角,由地面设定,Tcx max是根据执行机构能力确定的滚动方向最大控制力矩;Tcx(k)表示当前拍的控制力矩指令。
在滚动轴方向机动控制后,对卫星滚动轴方向进行稳定控制,所述的卫星滚动轴方向进行稳定控制具体为:
进行预设时间(80s)内的PD控制,控制力矩计算如下:
将Tcx限幅在-Tcx max~Tcx max之间;
其中,Kpx_jd、Kdx_jd是PD控制的参数;
Kdx_jd=2ζxωnxIx,取ζx=1,ωnx=0.05rad/s,Ix是卫星滚动方向转动惯量,ζx表示滚动方向的阻尼比,ωnx表示滚动方向的自然频率,表示滚动角估值,表示滚动角速度估值,Tcx表示滚动方向控制力矩。
上述的分别对卫星俯仰轴和偏航轴方向进行机动控制具体为:对卫星滚动轴方向进行机动控制和稳定控制过程中,对卫星俯仰轴和偏航轴方向机动过程中进行PD控制,控制力矩计算方法如下:
将Tcy限幅在-Tcy max~Tcy max之间,Tcz限幅在-Tcz max~Tcz max之间;
其中,Tcy max、Tcz max是根据执行机构能力确定的俯仰和偏航方向最大控制力矩,Kpy_jd、Kdy_jd、Kpz_jd、Kdz_jd是俯仰轴和偏航轴方向的PD控制参数;
Kdy=2ζyωnyIy,Kdz=2ζzωnzIz
取ζy=ζz=0.7,ωny=0.05rad/s,ωnz=0.025rad/s。
Iy是卫星俯仰方向转动惯量,Iz是卫星俯仰方向转动惯量,ζy表示俯仰方向的阻尼比,ζz表示偏航方向的阻尼比,ωny表示俯仰方向的自然频率,ωnz表示偏航方向的自然频率,表示俯仰角估值,表示偏航角估值,表示俯仰角速度估值,表示偏航角速度估值,Tcy表示俯仰方向控制力矩,Tcz表示偏航方向控制力矩。
滚动轴方向80s快速稳定结束后,三轴同时切换到稳态控制。稳态控制可以是PID控制,也可以是其他的控制方式,取决于具体的设计方案
综上所述,本发明一种基于分段控制的卫星姿态机动方法,该方法利用机动过程加减速的对称性,能够自主将卫星的姿态机动分为加速-匀速-减速- 快速稳定-稳态控制几个过程,每个过程进行相应的控制,实现机动过程自动衔接。在快速稳定段提高系统的带宽,加快稳定速度,稳态控制段系统切换到正常的控制频率。该方法设计简单可靠,可以有效的实现姿态快速机动,工程上实现简单。
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 (4)
1.一种基于分段控制的卫星姿态机动方法,其特征在于,该方法包含如下步骤:
确定卫星姿态机动过程中的姿态;
对卫星滚动轴方向分别进行加速、匀速、减速机动控制;
对卫星滚动轴方向进行稳定控制;
分别对卫星俯仰轴和偏航轴方向进行机动控制;
将卫星的滚动轴、俯仰轴和偏航轴切换到稳态控制;所述的确定卫星姿态机动过程中的姿态具体包含:
卫星使用星体惯性角速度进行四元数递推,所述的递推算法如下:
其中,
qai(k)是当前拍用陀螺测量角速度递推得到的星体相对惯性系的四元数,表示qai的导数;ω表示卫星惯性角速度,E(q)表示对四元数q的一种运算算子,q4表示四元数q的标量,q13表示四元数q的矢量[q1 q2 q3]T,[q13×]表示对q13进行求反对称矩阵运算;
将递推得到的qai(k)计算成星体相对轨道系的姿态四元数:
当前的卫星姿态角估为:
其中qao表示卫星相对轨道系的姿态四元数,qoi表示轨道系相对惯性系的姿态四元数,表示四元数相乘运算,Rij是矩阵R(qao)的第i行第j列的元素;表示卫星滚动姿态角估值,表示卫星俯仰姿态角估值,表示卫星偏航姿态角估值;
当前卫星的姿态角速度为:
其中,ω0是轨道角速度。
2.如权利要求1所述的基于分段控制的卫星姿态机动方法,其特征在于,所述的对卫星滚动轴方向分别进行加速、匀速、减速机动控制包含:
当时,姿轨控计算机给滚动方向发Tcxmax的力矩指令,即
Tcx(k)=Tcxmax
并记录姿态角第一次满足的时间,设为加速时间tacc;
当时,姿轨控计算机给滚动方向发-Tcxmax的力矩指令,即
Tcx(k)=-Tcxmax
直至减速时间等于加速时间tacc,此时滚动轴方向姿态机动结束;
其中,φd是滚动方向机动的目标姿态角,由地面设定,Tcxmax是根据执行机构能力确定的滚动方向最大控制力矩,Tcx(k)表示当前拍的控制力矩指令。
3.如权利要求1所述的基于分段控制的卫星姿态机动方法,其特征在于,在滚动轴方向机动控制后,对卫星滚动轴方向进行稳定控制,所述的卫星滚动轴方向进行稳定控制具体为:
进行预设时间内的PD控制,控制力矩计算如下:
将Tcx限幅在-Tcxmax~Tcxmax之间;
其中,Kpx_jd、Kdx_jd是PD控制的参数;
Kdx_jd=2ζxωnxIx,取ζx=1,ωnx=0.05rad/s,Ix是卫星滚动方向转动惯量,ζx表示滚动方向的阻尼比,ωnx表示滚动方向的自然频率,表示滚动角估值,表示滚动角速度估值,Tcx表示滚动方向控制力矩,Tcxmax是根据执行机构能力确定的滚动方向最大控制力矩。
4.如权利要求1所述的基于分段控制的卫星姿态机动方法,其特征在于,所述的分别对卫星俯仰轴和偏航轴方向进行机动控制具体为:对卫星滚动轴方向进行机动控制和稳定控制过程中,对卫星俯仰轴和偏航轴方向机动过程中进行PD控制,控制力矩计算方法如下:
将Tcy限幅在-Tcymax~Tcymax之间,Tcz限幅在-Tczmax~Tczmax之间;
其中,Tcymax、Tczmax是根据执行机构能力确定的俯仰和偏航方向最大控制力矩,Kpy_jd、Kdy_jd、Kpz_jd、Kdz_jd是俯仰轴和偏航轴方向的PD控制参数;
取ζy=ζz=0.7,ωny=0.05rad/s,ωnz=0.025rad/s,
Iy是卫星俯仰方向转动惯量,Iz是卫星偏航方向转动惯量,ζy表示俯仰方向的阻尼比,ζz表示偏航方向的阻尼比,ωny表示俯仰方向的自然频率,ωnz表示偏航方向的自然频率,表示俯仰角估值,表示偏航角估值,表示俯仰角速度估值,表示偏航角速度估值,Tcy表示俯仰方向控制力矩,Tcz表示偏航方向控制力矩。
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