CN107132850B - 基于角速度跟踪的变轨姿态保持控制方法 - Google Patents

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    • 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

Abstract

本发明公开了一种基于角速度跟踪的变轨姿态保持控制方法，包含以下过程：首先根据变轨策略地面仿真模拟变轨过程，计算整个变轨过程中变化姿态角速度；利用二次曲线拟合变轨期间的理论三轴惯性角速度，并上注二次曲线系数；在实施过程中根据星敏和陀螺信息建立初始变轨指向姿态；在变轨期间利用陀螺信息连续跟踪二次曲线。本发明利用陀螺信息，实现变轨姿态的连续跟踪，对太阳光照、敏感器视场均无约束，具有精度高，适应性强的特点。

Description

基于角速度跟踪的变轨姿态保持控制方法
技术领域
本发明涉及基于角速度跟踪的变轨姿态保持控制方法，具体涉及一种大推力变轨期间利用陀螺信息的姿态跟踪控制方法。
背景技术
由于运载能力受限，无法直接将卫星送入预定轨道。尤其是高轨卫星一般需要依靠自身变轨进入目标轨道。转移段变轨控制是一般高轨卫星一个过程，变轨期间的姿态控制是实现成功变轨的基础。
目前国内常用的方法是采用地球敏感器和太阳敏感器分别确定地球和太阳的指向，联合确定在变轨期间卫星的姿态指向。该方法突出的矛盾是其一对太阳、地球、卫星三者的关系约束强，导致卫星的发射窗口大大受限；其二，部分卫星变轨姿态下使用的地球敏感器在进入目标轨道后的正常姿态下地球是不可见的，引起的很大的资源浪费。
发明内容
本发明的目的是提供一种基于角速度跟踪的变轨姿态保持控制方法，通过充分利用星上资源，解决高轨卫星变轨期间的姿态控制问题，实现高精度高可靠控制。
为了实现以上目的，本发明通过以下技术方案实现：
一种基于角速度跟踪的变轨姿态保持控制方法，包含以下过程：
根据变轨策略地面仿真模拟变轨过程，计算整个变轨过程中卫星X、Y与Z三轴姿态角速度。通过二次曲线拟合理论计算变轨期间的三轴惯性姿态角速度，并上注二次曲线系数。在实施过程中，根据星敏和陀螺信息建立初始变轨指向姿态。在变轨期间利用陀螺信息连续跟踪理论变轨期间理论惯性姿态。
优选地，所述计算整个变轨过程中卫星X、Y与Z三轴姿态惯性角速度进一步为地面根据精度需求建立推力器模型和轨道动力学模型，并根据变轨策略确定的变轨开始时间、时间长度仿真模拟变轨过程计算得到。
优选地，根据上述整个变轨过程中卫星X、Y与Z三轴姿态惯性角速度，采用二次曲线拟合依次计算变轨期间的理论三轴惯性姿态角速度，拟合算法如下：需要拟合的参数y，需要拟合的时间为[t1,tf]，ti时刻拟合的原始数据记为yi(ti∈[t1,tf])。
二次多项式拟合的系数阵进行估计：
其中，
得到三轴惯性姿态角速度系数并上注二次曲线系数。
优选地，根据上述中拟合的二次曲线系数，在变轨期间利用陀螺信息连续跟踪理论变轨期间理论惯性姿态进一步包含以下过程：
采集陀螺数据，进行数据有效性诊断；在数据有效的情况下，将陀螺测量到角速度扣除跟踪角速度作为角速度偏差，利用该角速度偏差的积分作为姿态偏差，进行卫星姿态控制；其中跟踪角速度计算如下：
当前时间记为t，则三轴的跟踪角速度分别为X轴姿态角速度为Y轴姿态角速度为Z轴姿态角速度为
本发明与现有技术相比具有以下优点：
本发明利用陀螺信息，实现变轨姿态的连续跟踪，无需对使用条件和发射窗口进行约束，同时不需要变轨期间轨道预报进行预报，有助于提升卫星平台控制能力。对太阳光照、敏感器视场均无约束，具有精度高，适应性强的特点。
附图说明
图1为本发明基于角速度跟踪的变轨姿态保持控制方法的流程图。
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，本发明一种基于角速度跟踪的变轨姿态保持控制方法，包含以下过程：
S1、根据变轨策略地面仿真模拟变轨过程，计算整个变轨过程中卫星三轴姿态角速度。
S2、二次曲线拟合理论变轨期间的三轴惯性姿态角速度，并上注二次曲线系数。
S3、在实施过程中根据星敏和陀螺信息建立初始变轨指向姿态。
S4、在变轨期间利用陀螺信息连续跟踪理论变轨期间理论惯性姿态。
关于步骤S1进一步包含以下过程，地面根据精度需求建立推力器模型和轨道动力学模型，并根据变轨策略确定的变轨开始时间、时间长度仿真模拟变轨过程，计算整个变轨过程中卫星三轴姿态惯性角速度。
关于步骤S2进一步包含以下过程，利用二次曲线拟合理论变轨期间的三轴惯性角速度，并上注二次曲线系数；其中，
二次多项式拟合的算法：
需要拟合的参数y，需要拟合的时间为[t1,tf]，ti时刻拟合的原始数据记为yi(ti∈[t1,tf])。
对二次多项式拟合的系数阵进行估计：
式中，
依次对变轨开始时刻到变轨结束时刻的卫星X、Y、Z三轴惯性姿态角速度拟合，得到二次曲线系数将变轨初始时刻和生成注数包并上注。
关于步骤S3进一步包含以下过程，在实施过程中变轨开始时刻前，星上姿轨控分系统完成根据星敏和陀螺信息建立初始变轨指向姿态。
关于步骤S4进一步包含以下过程，在变轨期间利用陀螺信息连续跟踪理论变轨期间理论惯性姿态。采集陀螺数据，进行数据有效性诊断。在数据有效的情况下，将陀螺测量到角速度扣除跟踪角速度作为角速度偏差，利用该角速度偏差的积分作为姿态偏差，进行卫星姿态控制。其中跟踪角速度计算如下：
当前时间记为t，则卫星X、Y、Z三轴的跟踪角速度分别为X轴姿态角速度为Y轴姿态角速度为Z轴姿态角速度为
综上所述，本发明利用全陀螺信息实现变轨，无需对使用条件和发射窗口进行约束，同时不需要变轨期间轨道预报进行预报，有助于提升卫星平台控制能力。
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 (3)

1.一种基于角速度跟踪的变轨姿态保持控制方法，其特征在于，包含以下过程：
根据变轨策略地面仿真模拟变轨过程，计算整个变轨过程中卫星X、Y与Z三轴姿态角速度；
通过二次曲线拟合理论计算变轨期间的三轴惯性姿态角速度，并上注二次曲线系数；其中，需要拟合的参数y，需要拟合的时间为[t1,tf]，ti时刻拟合的原始数据记为yi(ti∈[t1,tf])；
二次多项式拟合的系数阵进行估计：
其中，
得到三轴惯性姿态角速度系数并上注二次曲线系数；
在实施过程中，根据星敏和陀螺信息建立初始变轨指向姿态；
在变轨期间利用陀螺信息连续跟踪理论变轨期间理论惯性姿态。
2.如权利要求1所述一种基于角速度跟踪的变轨姿态保持控制方法，其特征在于，
所述计算整个变轨过程中卫星X、Y与Z三轴姿态惯性角速度由地面根据精度需求建立推力器模型和轨道动力学模型，并根据变轨策略确定的变轨开始时间、时间长度仿真模拟变轨过程计算得到。
3.如权利要求1所述一种基于角速度跟踪的变轨姿态保持控制方法，其特征在于，结合拟合的二次曲线系数，在变轨期间利用陀螺信息连续跟踪理论变轨期间理论惯性姿态进一步包含以下过程：
采集陀螺数据，进行数据有效性诊断；在数据有效的情况下，将陀螺测量到角速度扣除跟踪角速度作为角速度偏差，利用该角速度偏差的积分作为姿态偏差，进行卫星姿态控制；
其中跟踪角速度计算如下：
当前时间记为t，则三轴的跟踪角速度分别为X轴姿态角速度为Y轴姿态角速度为Z轴姿态角速度为
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Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108762284B (zh) * 2018-05-17 2020-07-28 北京航空航天大学 一种基于lpv技术的航天器姿态跟踪控制方法与装置
CN111177891B (zh) * 2019-12-11 2023-08-22 上海卫星工程研究所 高轨转移段变轨策略仿真验证方法及系统

Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1876501A (zh) * 2006-05-31 2006-12-13 哈尔滨工业大学 基于行为模式的深空三轴稳定姿态定向控制方法
KR100778098B1 (ko) * 2006-07-26 2007-11-22 한국항공우주연구원 인공위성 3축 자세제어용 제어 모멘트 자이로 클러스터
CN101226206A (zh) * 2007-12-26 2008-07-23 北京控制工程研究所 一种对加速度计零位偏差进行在轨标定的方法
CN102880060A (zh) * 2012-10-25 2013-01-16 北京理工大学 再入飞行器自适应指数时变滑模姿态控制方法
JP5197498B2 (ja) * 2009-06-05 2013-05-15 三菱電機株式会社 ジンバル制御装置
CN103116361A (zh) * 2013-02-21 2013-05-22 北京控制工程研究所 一种卫星动量轮控制下的变轨间隔确定方法
CN103217982A (zh) * 2013-02-21 2013-07-24 北京控制工程研究所 一种基于轮控模式的轨道控制方法
CN103472849A (zh) * 2013-09-04 2013-12-25 航天东方红卫星有限公司 基于闭环模式合作目标跟踪的卫星姿态机动跟踪方法
CN104570742A (zh) * 2015-01-29 2015-04-29 哈尔滨工业大学 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
CN105116910A (zh) * 2015-09-21 2015-12-02 中国人民解放军国防科学技术大学 一种对地面点凝视成像的卫星姿态控制方法
CN105700536A (zh) * 2016-01-21 2016-06-22 北京航空航天大学 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

Patent Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1876501A (zh) * 2006-05-31 2006-12-13 哈尔滨工业大学 基于行为模式的深空三轴稳定姿态定向控制方法
KR100778098B1 (ko) * 2006-07-26 2007-11-22 한국항공우주연구원 인공위성 3축 자세제어용 제어 모멘트 자이로 클러스터
CN101226206A (zh) * 2007-12-26 2008-07-23 北京控制工程研究所 一种对加速度计零位偏差进行在轨标定的方法
JP5197498B2 (ja) * 2009-06-05 2013-05-15 三菱電機株式会社 ジンバル制御装置
CN102880060A (zh) * 2012-10-25 2013-01-16 北京理工大学 再入飞行器自适应指数时变滑模姿态控制方法
CN103116361A (zh) * 2013-02-21 2013-05-22 北京控制工程研究所 一种卫星动量轮控制下的变轨间隔确定方法
CN103217982A (zh) * 2013-02-21 2013-07-24 北京控制工程研究所 一种基于轮控模式的轨道控制方法
CN103116361B (zh) * 2013-02-21 2013-11-20 北京控制工程研究所 一种卫星动量轮控制下的变轨间隔确定方法
CN103472849A (zh) * 2013-09-04 2013-12-25 航天东方红卫星有限公司 基于闭环模式合作目标跟踪的卫星姿态机动跟踪方法
CN104570742A (zh) * 2015-01-29 2015-04-29 哈尔滨工业大学 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
CN105116910A (zh) * 2015-09-21 2015-12-02 中国人民解放军国防科学技术大学 一种对地面点凝视成像的卫星姿态控制方法
CN105700536A (zh) * 2016-01-21 2016-06-22 北京航空航天大学 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

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
GEO卫星在轨横向质心快速估算方法;刘伟等;《航天器工程》;20161031;第25卷(第5期);第39-41页
SZ_7伴星姿态控制系统设计及在轨试验;李东等;《宇航学报》;20110331;第32卷(第3期);第496-498页

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