CN107065916B - 亚轨道卫星全被动稳定姿控系统及方法 - Google Patents

亚轨道卫星全被动稳定姿控系统及方法 Download PDF

Info

Publication number
CN107065916B
CN107065916B CN201710418341.4A CN201710418341A CN107065916B CN 107065916 B CN107065916 B CN 107065916B CN 201710418341 A CN201710418341 A CN 201710418341A CN 107065916 B CN107065916 B CN 107065916B
Authority
CN
China
Prior art keywords
satellite
magnetic
moment
attitude
sub
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Fee Related
Application number
CN201710418341.4A
Other languages
English (en)
Other versions
CN107065916A (zh
Inventor
刘善伍
陈宏宇
容建刚
夏喜旺
刘洋
王俊
王尊
赵永佳
孙国文
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Shanghai Engineering Center for Microsatellites
Original Assignee
Shanghai Engineering Center for Microsatellites
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Shanghai Engineering Center for Microsatellites filed Critical Shanghai Engineering Center for Microsatellites
Priority to CN201710418341.4A priority Critical patent/CN107065916B/zh
Publication of CN107065916A publication Critical patent/CN107065916A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN107065916B publication Critical patent/CN107065916B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/244—Spacecraft control systems

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

本发明提供的亚轨道卫星全被动稳定姿控系统及方法，本发明提供的亚轨道卫星全被动稳定姿控系统包括：三轴磁强计、三轴磁力矩器和偏置动量轮；所述三轴磁强计测量卫星本体坐标系下磁场强度，经
Figure DDA0001314267060000011
计算磁控阻尼磁矩值，i＝x,y,z，P0i为三轴磁力矩器所能提供的i方向最大磁矩，Bbi为卫星本体坐标系下磁场强度的i分量，将计算得到的磁控阻尼磁矩值输入到三轴磁力矩器，所述三轴磁力矩器产生磁控阻尼磁矩，所述磁控阻尼磁矩与地磁场作用产生电磁力矩，所述偏置动量轮用于耦合滚动和偏航姿态。

Description

亚轨道卫星全被动稳定姿控系统及方法
技术领域
本发明涉及航天技术领域，特别涉及亚轨道卫星全被动稳定姿控系统及方法。
背景技术
在现有技术中，卫星姿态控制系统的设计，多数将气动力矩作为干扰力矩进行主动姿态控制，由于亚轨道气动力极大，需要大量的主动控制资源才能实现姿态控制和稳定，这势必造成资源浪费，对卫星降低成本、小型化、低成本方面是极其不利的，而且主动控制资源的耗费也使得卫星的寿命有限。
亚轨道卫星是比以往所研究的超低轨道卫星的轨道更低的卫星，其运行轨道大约在120km左右，目前对该轨道高度上的卫星姿控系统设计研究甚少，采用气动辅助姿态控制的研究多数都停留在理论研究范畴。哈尔滨工业大学硕士学位论文《气动力矩在超低轨道卫星姿态控制方面的应用研究》一文中采用气动辅助控制卫星姿态，需要气动陀等执行机构，对卫星小型化低成本不利。
发明内容
本发明解决的问题是现有亚轨道卫姿态控制需要增加气动舵，不利于卫星小型化低成本；未解决所述问题，本发明提供亚轨道卫星全被动稳定姿控系统及方法。
本发明提供的亚轨道卫星全被动稳定姿控系统包括：三轴磁强计、三轴磁力矩器和偏置动量轮；所述三轴磁强计测量卫星本体坐标系下磁场强度，经
Figure BDA0001314267040000021
计算磁控阻尼磁矩值，i＝x,y,z，P0i为三轴磁力矩器所能提供的i方向最大磁矩，Bbi为卫星本体坐标系下磁场强度的i分量，将计算得到的磁控阻尼磁矩值输入到三轴磁力矩器，所述三轴磁力矩器产生磁控阻尼磁矩，所述磁控阻尼磁矩与地磁场作用产生电磁力矩，所述偏置动量轮用于耦合滚动和偏航姿态。
本发明还提供亚轨道卫星全被动稳定姿控方法，包括：
步骤一、建立亚轨道卫星姿态运动描述模型：
Figure BDA0001314267040000022
Figure BDA0001314267040000023
其中：θ(t)、ψ(t)、
Figure BDA0001314267040000024
分别为俯仰角、偏航角、滚动角；
Figure BDA0001314267040000031
Figure BDA0001314267040000032
Figure BDA0001314267040000033
Figure BDA0001314267040000034
Figure BDA0001314267040000035
为卫星惯量矩阵，Lp＝[lx ly lz]T为本体坐标系下卫星质心到压心的矢径，θ0为初始时刻俯仰角，ωy0为初始时刻俯仰角速度；ψ0为初始时刻偏航角，ωz0为初始时刻偏航角速度；
Figure BDA0001314267040000036
为初始时刻滚动角，ωx0为初始时刻滚动角速度，α为来流方向与飞行器内法向的夹角；
步骤二、三轴磁强计测量卫星本体坐标系下磁场强度，经
Figure BDA0001314267040000037
计算磁控阻尼磁矩值，i＝x,y,z，P0i为三轴磁力矩器所能提供的i方向最大磁矩，Bbi为卫星本体坐标系下磁场强度的i分量，将计算得到的磁控阻尼磁矩值输入到三轴磁力矩器，所述三轴磁力矩器产生磁控阻尼磁矩，所述磁控阻尼磁矩与地磁场作用产生电磁力矩，所述电磁力矩对俯仰方向和偏航方向简谐运动产生阻尼；
步骤三、在卫星上配置偏置动量轮，所述偏置动量轮用于耦合滚动和偏航姿态。
进一步，所述步骤一包括：
步骤1.1、卫星本体坐标系下，亚轨道卫星气动力矩建模为：
Figure BDA0001314267040000041
Figure BDA0001314267040000042
θ,ψ分别为卫星在轨道坐标系VVLH下的滚动角、俯仰角、偏航角度，并卫星姿态转换矩阵为3-1-2方式；Ap为迎流面面积，ρ为卫星所在位置的大气密度，VR为来流方向上的单位矢量，Cd阻力系数；
步骤1.2、建立卫星刚体姿态动力学方程：
Figure BDA0001314267040000043
ω为卫星相对惯性系的姿态角速度，
Figure BDA0001314267040000044
为ω的斜对称阵，Tc为外部控制力矩；
步骤1.3、将Tc的值取Mab，对卫星刚体姿态动力学方程求解得到所述亚轨道卫星姿态运动描述模型。
本发明的优点包括：
本发明对亚轨道卫星气动力矩建模，得到在气动力矩作用下，卫星俯仰姿态和偏航姿态运动规律为无阻尼的简谐运动；滚动姿态的自由运动规律为一种低频的正弦运动与两种高频的正弦运动的合成的结论；并根据所述接军通过设置三轴磁强计和三轴磁力矩器产生电磁力矩，电磁力矩对俯仰姿态和偏航姿态的简谐运动产生阻尼，减少运动能量实现姿态收敛；设置偏置动量轮，所述偏置动量轮耦合滚动和偏航姿态，间接实现滚动姿态稳定收敛。
附图说明
图1(a)是本发明实施例提供的亚轨道卫星全被动稳定姿态控制方法得到的滚动角仿真曲线；(b)是本发明实施例提供的亚轨道卫星全被动稳定姿态控制方法得到的俯仰角仿真曲线；(c)是本发明实施例提供的亚轨道卫星全被动稳定姿态控制方法得到的偏转角仿真曲线。
图2(a)是本发明实施例提供的亚轨道卫星全被动稳定姿态控制方法得到的滚动角角速度仿真曲线；(b)是本发明实施例提供的亚轨道卫星全被动稳定姿态控制方法得到的俯仰角角速度仿真曲线；(c)是本发明实施例提供的亚轨道卫星全被动稳定姿态控制方法得到的偏转角角速度仿真曲线。
具体实施方式
下文中，结合附图和实施例对本发明的精神和实质作进一步阐述。
由背景技术可知，为克服气动力矩实现姿态控制和稳定，需要在亚轨道卫星上使用执行机构，执行机构包括气动舵，不利于卫星小型化和低成本；发明人针对上述问题进行研究，放弃以往对气动力矩当做干扰力矩进行主动姿态控制的方法，采用全新的方式对卫星气动力矩进行建模，并计算本体坐标系下，亚轨道卫星姿态运动描述模型；研究发现在气动力矩作用下，卫星俯仰姿态和偏航姿态运动规律为无阻尼的简谐运动；滚动姿态的自由运动规律为一种低频的正弦运动与两种高频的正弦运动的合成的结论。根据上述结论进行进一步研究，在本发明中提供亚轨道卫星全被动稳定姿控系统及方法。
本发明提供的亚轨道卫星全被动稳定姿控系统包括：三轴磁强计、三轴磁力矩器和偏置动量轮；所述三轴磁强计测量卫星本体坐标系下磁场强度，经
Figure BDA0001314267040000061
计算磁控阻尼磁矩值，i＝x,y,z，P0i为三轴磁力矩器所能提供的i方向最大磁矩，Bbi为卫星本体坐标系下磁场强度的i分量，将计算得到的磁控阻尼磁矩值输入到三轴磁力矩器，所述三轴磁力矩器产生磁控阻尼磁矩，所述磁控阻尼磁矩与地磁场作用产生电磁力矩，实现对姿态简谐运动的阻尼，减少运动能量，实现姿态收敛；所述偏置动量轮用于耦合滚动和偏航姿态。
所述三轴磁强计、三轴磁力矩器和偏置动量轮可以选择现有的三轴磁强计、三轴磁力矩器和偏置动量轮；具体型号和安装方式可以有本领域技术人员根据具体情况进行选择。
本发明还提供亚轨道卫星全被动稳定姿控方法，包括：
步骤一、建立亚轨道卫星姿态运动描述模型：
Figure BDA0001314267040000062
Figure BDA0001314267040000063
其中：θ(t)、ψ(t)、
Figure BDA0001314267040000071
分别为俯仰角、偏航角、滚动角；
Figure BDA0001314267040000072
Figure BDA0001314267040000073
Figure BDA0001314267040000074
为卫星惯量矩阵，Lp＝[lx ly lz]T为本体坐标系下卫星质心到压心 的矢径，θ0为初始时刻俯仰角，ωy0为初始时刻俯仰角速度；ψ0为初始时刻偏航角，ωz0为初 始时刻偏航角速度；为初始时刻滚动角，ωx0为初始时刻滚动角速度，α为来流方向与飞 行器内法向的夹角；
步骤二、三轴磁强计测量卫星本体坐标系下磁场强度，经
Figure BDA0001314267040000078
计算磁控阻尼磁矩值，i＝x,y,z，P0i为三轴磁力矩器所能提供的i方向最大磁矩，Bbi为卫星本体坐标系下磁场强度的i分量，将计算得到的磁控阻尼磁矩值输入到三轴磁力矩器，所述三轴磁力矩器产生磁控阻尼磁矩，所述磁控阻尼磁矩与地磁场作用产生电磁力矩，所述电磁力矩对俯仰方向和偏航方向简谐运动产生阻尼；
步骤三、在卫星上配置偏置动量轮，所述偏置动量轮用于耦合滚动和偏航姿态。
进一步，所述步骤一包括：
步骤1.1、卫星本体坐标系下，亚轨道卫星气动力矩建模为：
Figure BDA0001314267040000081
Figure BDA0001314267040000082
θ,ψ分别为卫星在轨道坐标系VVLH下的滚动角、俯仰角、偏航角度，并卫星姿态转换矩阵为3-1-2方式；Ap为迎流面面积，ρ为卫星所在位置的大气密度，VR为来流方向上的单位矢量，Cd阻力系数；
步骤1.2、建立卫星刚体姿态动力学方程：
Figure BDA0001314267040000083
ω为卫星相对惯性系的姿态角速度，
Figure BDA0001314267040000084
为ω的斜对称阵，Tc为外部控制力矩；
步骤1.3、将Tc的值取Mab，对卫星刚体姿态动力学方程求解得到所述亚轨道卫星姿态运动描述模型。
在本发明的一个实施例中，以某型号卫星为背景，用本发明实施例提供的亚轨道卫星全被动稳定姿控方法对120km亚轨道卫星全被动稳定姿态控制进行仿真。某型号卫星参数如下：
卫星惯量：
Figure BDA0001314267040000085
磁力矩器磁矩：P0＝5Am2
偏置角动量：hy＝-1Nms
初始三轴姿态角：
Figure BDA0001314267040000091
初始三轴姿态角速度：[ωx ωy ωz]＝[1 1 -1]°/s。
图1所示为亚轨道卫星全被动稳定三轴姿态角仿真曲线，图2所示为亚轨道卫星全被动稳定三轴姿态角速度仿真曲线，从图1和图2可以看出，通过本发明的方法可以实现亚轨道卫星全被动稳定姿态控制。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (2)

1.亚轨道卫星全被动稳定姿控方法，其特征在于，包括：
步骤一、建立亚轨道卫星姿态运动描述模型：
Figure FDA0002330878680000011
Figure FDA0002330878680000012
Iy＞Iz，其中：θ(t)、ψ(t)、
Figure FDA0002330878680000013
分别为俯仰角、偏航角、滚动角；
Figure FDA0002330878680000014
Figure FDA0002330878680000015
Figure FDA0002330878680000016
Figure FDA0002330878680000017
Figure FDA0002330878680000018
为卫星惯量矩阵，Lp＝[lx ly lz]T为卫星质心到压心的矢径在本体坐标系下的表示，θ0为初始时刻俯仰角，ωy0为初始时刻俯仰角速度；ψ0为初始时刻偏航角，ωz0为初始时刻偏航角速度；
Figure FDA0002330878680000019
为初始时刻滚动角，ωx0为初始时刻滚动角速度，α为来流方向与飞行器内法向的夹角；步骤二、三轴磁强计测量卫星本体坐标系下磁场强度，经
Figure FDA00023308786800000110
计算磁控阻尼磁矩值，i＝x,y,z，P0i为三轴磁力矩器所能提供的i方向最大磁矩，Bbi为卫星本体坐标系下磁场强度的i分量，将计算得到的磁控阻尼磁矩值输入到三轴磁力矩器，所述三轴磁力矩器产生磁控阻尼磁矩，所述磁控阻尼磁矩与地磁场作用产生电磁力矩，所述电磁力矩对俯仰方向和偏航方向简谐运动产生阻尼；
步骤三、在卫星上配置偏置动量轮，所述偏置动量轮用于耦合滚动和偏航姿态。
2.依据权利要求1所述的亚轨道卫星全被动稳定姿控方法，其特征在于，所述步骤一包括：
步骤1.1、卫星本体坐标系下，亚轨道卫星气动力矩建模为：
Figure FDA0002330878680000021
Figure FDA0002330878680000022
θ,ψ分别为卫星在轨道坐标系VVLH下的滚动角、俯仰角、偏航角度，卫星姿态转换矩阵为3-1-2方式；Ap为迎流面面积，ρ为卫星所在位置的大气密度，VR为来流方向上的单位矢量，Cd阻力系数；
步骤1.2、建立卫星刚体姿态动力学方程：
Figure FDA0002330878680000023
ω为卫星相对惯性系的姿态角速度，
Figure FDA0002330878680000024
为ω的斜对称阵，Tc为外部控制力矩；
步骤1.3、将Tc的值取Mab，对卫星刚体姿态动力学方程求解得到所述亚轨道卫星姿态运动描述模型。
CN201710418341.4A 2017-06-06 2017-06-06 亚轨道卫星全被动稳定姿控系统及方法 Expired - Fee Related CN107065916B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710418341.4A CN107065916B (zh) 2017-06-06 2017-06-06 亚轨道卫星全被动稳定姿控系统及方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710418341.4A CN107065916B (zh) 2017-06-06 2017-06-06 亚轨道卫星全被动稳定姿控系统及方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN107065916A CN107065916A (zh) 2017-08-18
CN107065916B true CN107065916B (zh) 2020-06-19

Family

ID=59616509

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201710418341.4A Expired - Fee Related CN107065916B (zh) 2017-06-06 2017-06-06 亚轨道卫星全被动稳定姿控系统及方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN107065916B (zh)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107491060A (zh) * 2017-08-20 2017-12-19 南京理工大学 一种立方星姿控分系统调试方法
CN107891998A (zh) * 2017-10-30 2018-04-10 上海微小卫星工程中心 偏置动量卫星速率阻尼控制方法
CN109649691B (zh) * 2018-12-27 2021-07-13 上海航天控制技术研究所 一种偏置动量卫星单飞轮与磁联合控制方法和系统
CN111351564B (zh) * 2020-04-24 2022-03-29 北京卫星环境工程研究所 利用磁场传递卫星在轨振动信息的高精度测振方法
CN115384811A (zh) * 2022-09-06 2022-11-25 北京控制工程研究所 V型轮控且单轮掉电卫星的三轴姿态快速稳定控制方法

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5205518A (en) * 1991-11-25 1993-04-27 General Electric Co. Gyroless yaw control system for a three axis stabilized, zero-momentum spacecraft
US5909381A (en) * 1997-02-19 1999-06-01 Itt Manufacturing Enterprises, Inc. System of on board prediction of trajectories for autonomous navigation of GPS satellites
CN100451898C (zh) * 2005-12-14 2009-01-14 上海微小卫星工程中心 微小卫星的姿态控制方法及系统
CN101576750B (zh) * 2009-04-14 2011-04-06 上海微小卫星工程中心 航天器的姿态跟踪控制系统及方法
CN101554926B (zh) * 2009-05-20 2012-05-23 上海微小卫星工程中心 航天器的姿态控制系统及方法
CN102053622B (zh) * 2010-10-26 2012-12-12 南京航空航天大学 用于偏置动量微小卫星章进动控制的方法
CN103092209B (zh) * 2013-01-30 2013-10-16 北京控制工程研究所 一种基于动量轮控制的全姿态捕获方法
CN107065917B (zh) * 2017-06-06 2020-03-17 上海微小卫星工程中心 临近空间航天器姿态运动特性描述模型及其建模方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN107065916A (zh) 2017-08-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107065916B (zh) 亚轨道卫星全被动稳定姿控系统及方法
CN105700536B (zh) 基于绳系拖曳系统的主动星姿态和系绳摆振联合控制方法
CN102163057B (zh) 一种自治飞艇平面路径跟踪控制方法
CN101625571B (zh) 一种模拟自旋式飞行器六自由度运动的方法
CN101381004B (zh) 基于大气阻力的微小卫星编队飞行控制方法及控制装置
CN104570742B (zh) 基于前馈pid控制的异面交叉快变轨道快速高精度相对指向控制方法
CN103991559B (zh) 一种洛伦兹航天器悬停控制方法
CN105468011B (zh) 一种辐射开环绳系卫星编队匀速自旋展开控制方法
Belokonov et al. Low-orbital transformable nanosatellite: Research of the dynamics and possibilities of navigational and communication problems solving for passive aerodynamic stabilization
CN111399531B (zh) 高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化设计方法
CN109319171B (zh) 一种空间碎片横向角速度抑制和自旋方向控制方法
CN104309822B (zh) 一种基于参数优化的航天器单脉冲水滴形绕飞轨迹悬停控制方法
US11845573B2 (en) Configuration construction and attitude control method for pyramid deorbit sail
CN104656447A (zh) 一种航天器抗干扰姿态跟踪的微分几何非线性控制方法
CN108303879A (zh) 一种空间柔性系统的欠驱动控制方法
CN105652880B (zh) 用于飞行器大空域飞行的非线性抗饱和高度指令生成方法
CN110316402A (zh) 一种编队控制模式下的卫星姿态控制方法
CN106054906A (zh) 基于非线性空间绳系系统的欠驱动释放控制方法
CN104090578A (zh) 一种基于周期Lyapunov方程的磁控偏置动量卫星的姿态控制方法
CN107065917B (zh) 临近空间航天器姿态运动特性描述模型及其建模方法
CN103818564B (zh) 一种采用小推力的航天器轨道维持与对地定向姿态保持一体化控制方法
Wang et al. A novel reduced-order guidance and control scheme for hypersonic gliding vehicles
CN103455035A (zh) 基于反步设计和非线性反馈的pd+姿态控制律设计方法
CN108303874A (zh) 一种针对绳系空间拖船系统摆振的小推力切换控制方法
Sun et al. Magnetic attitude tracking control of gravity gradient microsatellite in orbital transfer

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20200619

Termination date: 20210606

CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee