CN107628273A - 一种基于可变控制周期的卫星姿态控制方法 - Google Patents
一种基于可变控制周期的卫星姿态控制方法 Download PDFInfo
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Abstract
本发明公开了一种基于可变控制周期的卫星姿态控制方法，其包含以下步骤：S1、根据任务需求，选取相应的控制周期和控制器参数；S2、利用陀螺原始采集数据，根据控制周期计算惯性角速度；S3、利用姿态敏感器输出的姿态信息，计算卫星姿态确定角；S4、利用S2中得到的惯性角速度以及S3中得到的姿态确定角，计算控制力矩；S5、利用控制力矩，向执行机构发送控制脉宽；S6、返回步骤S1重复新一轮的卫星姿态控制，以实现卫星变周期姿态控制。其优点是：根据不同的任务需求选取不同的控制周期和控制器参数，突破了姿态控制任务的计算量与计算机硬件条件的制约，完成高精度变轨控制和高精度长期可靠对地观测任务。
Description
技术领域
本发明涉及卫星姿态控制技术领域，具体涉及一种基于可变控制周期的卫星姿态控制方法。
背景技术
卫星姿态控制采用离散化数字控制方法，其控制周期制约因素有如下两个方面：一、控制周期选取受到系统的控制带宽与控制对象特性制约；二、控制周期还受到姿态控制任务的计算量与计算机硬件条件制约。控制周期选取过长，会给系统带来较大的延迟，从而影响姿态控制系统的稳定性，特别是对于卫星变轨控制和入轨定点捕获任务，由于系统响应较快，为保证系统的稳定性，要求系统的控制具有较高的采样频率进行采样和控制(控制周期一般选取不大于100ms)，另一方面，当卫星工作于正常业务工作模式时，为保证卫星长期稳定可靠运行和高精度对地观测任务需求，开机工作的姿态敏感器数量最多，并且使用高精度姿态确定技术和姿态控制技术，系统的计算量大，以现有的星载CPU计算能力，完成对敏感器的数据采集与处理、轨迹递推与姿态确定控制指令计算与发功能需要至少200ms时间。因此，如何在保证卫星姿态控制精度的同时，确保卫星姿态控制软件运行的可靠性，显得尤为重要。
发明内容
本发明的目的在于提供一种基于可变控制周期的卫星姿态控制方法，其根据不同的任务需求选取不同的控制周期和控制器参数，突破了姿态控制任务的计算量与计算机硬件条件的制约，完成高精度变轨控制和高精度长期可靠对地观测任务。
为了达到上述目的，本发明通过以下技术方案实现：
一种基于可变控制周期的卫星姿态控制方法，其特征是，包含以下步骤：
S1、根据任务需求，选取相应的控制周期和控制器参数；
S2、利用陀螺原始采集数据，根据控制周期计算惯性角速度；
S3、利用姿态敏感器输出的姿态信息，计算卫星姿态确定角；
S4、利用S2中得到的惯性角速度以及S3中得到的姿态确定角，计算控制力矩；
S5、利用控制力矩，向执行机构发送控制脉宽；
S6、返回步骤S1重复新一轮的卫星姿态控制，以实现卫星变周期姿态控制。
上述的基于可变控制周期的卫星姿态控制方法，其中，所述的步骤S1具体包含：
设定控制周期Ts有两种分别为Ts1和Ts2，Ts1＜Ts2，Ts1和Ts2分别对应两种控制器参数KP1i,KD1i(i＝x,y,z)和KP2i,KD2i(i＝x,y,z)，如果在进行变轨控制，则使用CPU时钟计时的方式实现控制周期为Ts1的卫星姿态控制，如果在其他控制模式，则使用外部定时中断方式实现控制周期为Ts2的卫星姿态控制。
上述的基于可变控制周期的卫星姿态控制方法，其中，所述的步骤S2具体包含：
惯性角速度ωbi(k)(i＝x,y,z)计算如下：
其中，Δgbx、Δgby、Δgbz为陀螺测得卫星三轴的角速度增量。
上述的基于可变控制周期的卫星姿态控制方法，其中，所述的步骤S3具体包含：
计算俯仰-滚动-偏航转序下卫星本体系下的欧拉角，将星敏感器输出的姿态四元数qbo转换成姿态角，姿态角用表示，转换方法如下：
θST＝atan 2(2(qbo,1qbo,3+qbo,2qbo,4),-(qbo,1)2-(qbo,2)2+(qbo,3)2+(qbo,4)2)；
ψST＝atan 2(2(qbo,1qbo,2+qbo,3qbo,4),-(qbo,1)2+(qbo,2)2-(qbo,3)2+(qbo,4)2)
式中，θST、ψST分别为基于星敏感器姿态确定角的滚动角、俯仰角、偏航角；
qbo＝[qbo,1 qbo,2 qbo,3 qbo,4]；
式中，qbo,4为四元素标量部分，qbo,1,qbo,2,qbo,3为四元素矢量部分。
上述的基于可变控制周期的卫星姿态控制方法，其中，所述的步骤S4具体包含：
利用惯性角速度和姿态确定角，计算控制力矩：
首先，利用基于星敏感器的姿态确定角计算姿态角估值与姿态角速度，姿态角估值用表示，姿态角速度用表示，算法如下：
式中，θST、ψST为星敏感器确定的姿态角；
ωbi(k)(i＝x,y,z)为陀螺确定的惯性角速度；
然后，执行PD控制算法，控制力矩用Tci(i＝x,y,z)表示，计算如下：
式中，KPi,KDi(i＝x,y,z)为控制器参数。
上述的基于可变控制周期的卫星姿态控制方法，其中，所述的步骤S5中：
控制脉宽的计算，用Toni(i＝x,y,z)表示，计算如下：
本发明与现有技术相比具有以下优点：根据不同的任务需求选取不同的控制周期和控制器参数，突破了姿态控制任务的计算量与计算机硬件条件的制约，完成高精度变轨控制和高精度长期可靠对地观测任务。
附图说明
图1为本发明的方法流程图。
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，本发明提出了一种基于可变控制周期的卫星姿态控制方法，其包含以下步骤：
S1、根据任务需求，选取相应的控制周期和控制器参数；
S2、利用陀螺原始采集数据，根据控制周期计算惯性角速度；
S3、利用姿态敏感器输出的姿态信息，计算卫星姿态确定角；
S4、利用S2中得到的惯性角速度以及S3中得到的姿态确定角，计算控制力矩；
S5、利用控制力矩，向执行机构发送控制脉宽；
S6、返回步骤S1重复新一轮的卫星姿态控制，以实现卫星变周期姿态控制。
其中，所述的步骤S1具体包含：
设定控制周期Ts有两种分别为Ts1和Ts2，Ts1＜Ts2，Ts1＝100ms，Ts2＝500ms，Ts1和Ts2分别对应两种控制器参数KP1i,KD1i(i＝x,y,z)和KP2i,KD2i(i＝x,y,z)，如果在进行变轨控制，则使用CPU时钟计时的方式实现控制周期为Ts1的卫星姿态控制，如果在其他控制模式，则使用外部定时中断方式实现控制周期为Ts2的卫星姿态控制。
具体的：
当变轨控制状态IsOrbitCtl设置为1时，即卫星处于变轨控制模式，由于处于变轨控制工作模式的时间相对而言较短，因此，使用CPU时钟软件计时的方式实现短控制周期的姿态控制任务，每满足一个控制周期Ts1，激活一次卫星姿态控制任务线程，进行一次完整的卫星姿态确定、姿态控制过程。
当变轨控制状态IsOrbitCtl设置为0时，即卫星处于非变轨控制模式，正常对地观测模式，由于卫星长期处于正常对地观测模式，姿态控制系统可靠性要求较高，为确保控制周期时间长度的稳定可靠，以定时外部中断方式(定时长度为控制周期Ts2)实现长控制周期的姿态控制任务，每定时响应一次外部中断，激活一次卫星姿态控制任务线程，进行一次完整的卫星姿态确定、姿态控制过程。
所述的步骤S2具体包含：
惯性角速度ωbi(k)(i＝x,y,z)计算如下：
其中，Δgbx、Δgby、Δgbz为陀螺测得卫星三轴的角速度增量。
所述的步骤S3具体包含：
计算俯仰-滚动-偏航转序下卫星本体系下的欧拉角，将星敏感器输出的姿态四元数qbo转换成姿态角，姿态角用表示，转换方法如下：
θST＝atan 2(2(qbo,1qbo,3+qbo,2qbo,4),-(qbo,1)2-(qbo,2)2+(qbo,3)2+(qbo,4)2)；
ψST＝atan 2(2(qbo,1qbo,2+qbo,3qbo,4),-(qbo,1)2+(qbo,2)2-(qbo,3)2+(qbo,4)2)
式中，θST、ψST分别为基于星敏感器姿态确定角的滚动角、俯仰角、偏航角；
qbo＝[qbo,1 qbo,2 qbo,3 qbo,4]；
式中，qbo,4为四元素标量部分，qbo,1,qbo,2,qbo,3为四元素矢量部分。
所述的步骤S4具体包含：
利用惯性角速度和姿态确定角，计算控制力矩：
首先，利用基于星敏感器的姿态确定角计算姿态角估值与姿态角速度，姿态角估值用表示，姿态角速度用表示，算法如下：
式中，θST、ψST为星敏感器确定的姿态角；
ωbi(k)(i＝x,y,z)为陀螺确定的惯性角速度；
然后，执行PD控制算法，控制力矩用Tci(i＝x,y,z)表示，计算如下：
式中，KPi,KDi(i＝x,y,z)为控制器参数。
所述的步骤S5具体包含：
计算控制脉宽，用Toni(i＝x,y,z)表示，计算如下：
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 (6)
1.一种基于可变控制周期的卫星姿态控制方法，其特征在于，包含以下步骤：
S1、根据任务需求，选取相应的控制周期和控制器参数；
S2、利用陀螺原始采集数据，根据控制周期计算惯性角速度；
S3、利用姿态敏感器输出的姿态信息，计算卫星姿态确定角；
S4、利用S2中得到的惯性角速度以及S3中得到的姿态确定角，计算控制力矩；
S5、利用控制力矩，向执行机构发送控制脉宽；
S6、返回步骤S1重复新一轮的卫星姿态控制，以实现卫星变周期姿态控制。
2.如权利要求1所述的基于可变控制周期的卫星姿态控制方法，其特征在于，所述的步骤S1具体包含：
设定控制周期Ts有两种分别为Ts1和Ts2，Ts1＜Ts2，Ts1和Ts2分别对应两种控制器参数KP1i,KD1i(i＝x,y,z)和KP2i,KD2i(i＝x,y,z)，如果在进行变轨控制，则使用CPU时钟计时的方式实现控制周期为Ts1的卫星姿态控制，如果在其他控制模式，则使用外部定时中断方式实现控制周期为Ts2的卫星姿态控制。
3.如权利要求2所述的基于可变控制周期的卫星姿态控制方法，其特征在于，所述的步骤S2具体包含：
惯性角速度ωbi(k)(i＝x,y,z)计算如下：
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其中，Δgbx、Δgby、Δgbz为陀螺测得卫星三轴的角速度增量。
4.如权利要求3所述的基于可变控制周期的卫星姿态控制方法，其特征在于，所述的步骤S3具体包含：
计算俯仰-滚动-偏航转序下卫星本体系下的欧拉角，将星敏感器输出的姿态四元数qbo转换成姿态角，姿态角用表示，转换方法如下：
式中，θST、ψST分别为基于星敏感器姿态确定角的滚动角、俯仰角、偏航角；
qbo＝[qbo,1 qbo,2 qbo,3 qbo,4]；
式中，qbo,4为四元素标量部分，qbo,1,qbo,2,qbo,3为四元素矢量部分。
5.如权利要求4所述的基于可变控制周期的卫星姿态控制方法，其特征在于，所述的步骤S4具体包含：
利用惯性角速度和姿态确定角，计算控制力矩：
首先，利用基于星敏感器的姿态确定角计算姿态角估值与姿态角速度，姿态角估值用表示，姿态角速度用表示，算法如下：
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式中，θST、ψST为星敏感器确定的姿态角；
ωbi(k)(i＝x,y,z)为陀螺确定的惯性角速度；
然后，执行PD控制算法，控制力矩用Tci(i＝x,y,z)表示，计算如下：
<mrow>
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式中，KPi,KDi(i＝x,y,z)为控制器参数。
6.如权利要求5所述的基于可变控制周期的卫星姿态控制方法，其特征在于，所述的步骤S5中：
控制脉宽的计算，用Toni(i＝x,y,z)表示，计算如下：
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