CN107628273B - 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
- Publication number
- CN107628273B CN107628273B CN201710889753.6A CN201710889753A CN107628273B CN 107628273 B CN107628273 B CN 107628273B CN 201710889753 A CN201710889753 A CN 201710889753A CN 107628273 B CN107628273 B CN 107628273B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- control
- satellite
- attitude
- angle
- period
- 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.)
- Active
Links
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
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、为卫星姿态控制的变轨控制模式设定控制周期Ts1和控制器参数KP1i,KD1i(i=x,y,z),为其他控制模式设定控制周期Ts2和控制器参数KP2i,KD2i(i=x,y,z),其中Ts1<Ts2;
S2、利用陀螺测得卫星三轴的角速度增量,通过所述角速度增量与控制周期的比值计算惯性角速度;
S3、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转换成姿态确定角;
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,基于PD控制算法计算控制力矩Tci(i=x,y,z);
S5、利用控制力矩Tci(i=x,y,z),向执行机构发送控制脉宽Toni(i=x,y,z),其中
Ts为控制周期,变轨控制模式下Ts=Ts1,其他控制模式下Ts=Ts2;
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:
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=atan2(2(qbo,1qbo,3+qbo,2qbo,4),-(qbo,1)2-(qbo,2)2+(qbo,3)2+(qbo,4)2);ψST=atan2(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为四元数标量部分,qbo,1,qbo,2,qbo,3为四元数矢量部分。
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;变轨控制模式下,KPi=KP1i,KDi=KD1i(i=x,y,z),其他控制模式下KPi=KP2i,KDi=KD2i(i=x,y,z)。
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、为卫星姿态控制的变轨控制模式设定控制周期Ts1和控制器参数KP1i,KD1i(i=x,y,z),为其他控制模式设定控制周期Ts2和控制器参数KP2i,KD2i(i=x,y,z),其中Ts1<Ts2;
S2、利用陀螺测得卫星三轴的角速度增量,通过所述角速度增量与控制周期的比值计算惯性角速度;
S3、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转换成姿态确定角;
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,基于PD控制算法计算控制力矩Tci(i=x,y,z);
S5、利用控制力矩Tci(i=x,y,z),向执行机构发送控制脉宽Toni(i=x,y,z),其中
Ts为控制周期,变轨控制模式下Ts=Ts1,其他控制模式下Ts=Ts2;
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=atan2(2(qbo,1qbo,3+qbo,2qbo,4),-(qbo,1)2-(qbo,2)2+(qbo,3)2+(qbo,4)2);
ψST=atan2(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为四元数标量部分,qbo,1,qbo,2,qbo,3为四元数矢量部分。
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;变轨控制模式下,KPi=KP1i,KDi=KD1i(i=x,y,z),其他控制模式下KPi=KP2i,KDi=KD2i(i=x,y,z)。
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 (5)
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、为卫星姿态控制的变轨控制模式设定控制周期Ts1和控制器参数KP1i,KD1i(i=x,y,z),为其他控制模式设定控制周期Ts2和控制器参数KP2i,KD2i(i=x,y,z),其中Ts1<Ts2;
S2、利用陀螺测得卫星三轴的角速度增量,通过所述角速度增量与控制周期的比值计算惯性角速度;
S3、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转换成姿态确定角;
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,基于PD控制算法计算控制力矩Tci(i=x,y,z);
S5、利用控制力矩Tci(i=x,y,z),向执行机构发送控制脉宽Toni(i=x,y,z),其中
Ts为控制周期,变轨控制模式下Ts=Ts1,其他控制模式下Ts=Ts2;
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:
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:
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:
θST=a tan 2(2(qbo,1qbo,3+qbo,2qbo,4),-(qbo,1)2-(qbo,2)2+(qbo,3)2+(qbo,4)2);
ψST=a tan 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为四元数标量部分,qbo,1,qbo,2,qbo,3为四元数矢量部分。
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:
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;变轨控制模式下,KPi=KP1i,KDi=KD1i(i=x,y,z),其他控制模式下KPi=KP2i,KDi=KD2i(i=x,y,z)。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201710889753.6A CN107628273B (zh) | 2017-09-27 | 2017-09-27 | 一种基于可变控制周期的卫星姿态控制方法 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201710889753.6A CN107628273B (zh) | 2017-09-27 | 2017-09-27 | 一种基于可变控制周期的卫星姿态控制方法 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN107628273A CN107628273A (zh) | 2018-01-26 |
CN107628273B true CN107628273B (zh) | 2019-06-04 |
Family
ID=61102837
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN201710889753.6A Active CN107628273B (zh) | 2017-09-27 | 2017-09-27 | 一种基于可变控制周期的卫星姿态控制方法 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN107628273B (zh) |
Families Citing this family (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN108639384A (zh) * | 2018-04-03 | 2018-10-12 | 上海航天控制技术研究所 | 一种基于姿控推力器复用的卫星推进剂管理方法 |
CN111483618B (zh) * | 2020-04-09 | 2021-10-01 | 上海航天控制技术研究所 | 一种适用于火星探测的多指向驱动任务自主管理控制方法 |
CN111897357B (zh) * | 2020-08-13 | 2023-10-20 | 上海航天控制技术研究所 | 一种卫星对地扫描的姿态跟踪控制方法 |
CN112550766B (zh) * | 2020-11-27 | 2022-04-08 | 上海航天控制技术研究所 | 一种处于推力器死区内提高卫星姿态控制精度的方法 |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2005045366A1 (fr) * | 2003-11-04 | 2005-05-19 | Eads Astrium Sas | Controle d'attitude de satellites en particulier agiles a nombre reduit de gyrodynes |
CN103241390A (zh) * | 2013-05-30 | 2013-08-14 | 清华大学 | 微纳卫星飞行姿态控制装置及方法 |
CN104102224A (zh) * | 2014-06-24 | 2014-10-15 | 上海微小卫星工程中心 | 一种双回路卫星姿态跟踪控制装置及方法 |
CN106292677A (zh) * | 2016-07-15 | 2017-01-04 | 上海航天控制技术研究所 | 基于恒星时角的姿态控制方法和系统 |
CN106275508A (zh) * | 2016-08-15 | 2017-01-04 | 上海航天控制技术研究所 | 一种卫星绕空间轴的最短路径姿态机动控制方法 |
CN106915477A (zh) * | 2017-03-06 | 2017-07-04 | 上海航天控制技术研究所 | 一种姿态控制方法 |
-
2017
- 2017-09-27 CN CN201710889753.6A patent/CN107628273B/zh active Active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2005045366A1 (fr) * | 2003-11-04 | 2005-05-19 | Eads Astrium Sas | Controle d'attitude de satellites en particulier agiles a nombre reduit de gyrodynes |
CN103241390A (zh) * | 2013-05-30 | 2013-08-14 | 清华大学 | 微纳卫星飞行姿态控制装置及方法 |
CN104102224A (zh) * | 2014-06-24 | 2014-10-15 | 上海微小卫星工程中心 | 一种双回路卫星姿态跟踪控制装置及方法 |
CN106292677A (zh) * | 2016-07-15 | 2017-01-04 | 上海航天控制技术研究所 | 基于恒星时角的姿态控制方法和系统 |
CN106275508A (zh) * | 2016-08-15 | 2017-01-04 | 上海航天控制技术研究所 | 一种卫星绕空间轴的最短路径姿态机动控制方法 |
CN106915477A (zh) * | 2017-03-06 | 2017-07-04 | 上海航天控制技术研究所 | 一种姿态控制方法 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN107628273A (zh) | 2018-01-26 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN107628273B (zh) | 一种基于可变控制周期的卫星姿态控制方法 | |
Bhat et al. | Controllability of spacecraft attitude using control moment gyroscopes | |
CN104503233B (zh) | 适用于卫星姿态控制的干扰力矩辨识方法 | |
CN111680462B (zh) | 基于空间目标在光学相平面位置变化的制导方法和系统 | |
CN108225370A (zh) | 一种运动姿态传感器的数据融合与解算方法 | |
CN108181916A (zh) | 小卫星相对姿态的控制方法及装置 | |
CN108534744A (zh) | 一种姿态角获取方法、装置和手柄 | |
CN103019247A (zh) | 一种火星探测器无陀螺自主空间姿态机动控制方法 | |
CN105241319B (zh) | 一种高速自旋制导炮弹空中实时对准方法 | |
CN110068326A (zh) | 姿态计算方法、装置、电子设备以及存储介质 | |
CN109164819A (zh) | 刚体航天器的反步自适应滑模大角度姿态机动控制方法 | |
CN105180946B (zh) | 基于宽频测量的卫星高精度姿态确定方法及系统 | |
CN110160530B (zh) | 一种基于四元数的航天器姿态滤波方法 | |
Zhang et al. | Research on UAV attitude data fusion algorithm based on quaternion gradient descent | |
CN114802818A (zh) | 晨昏轨道卫星及其对日姿态计算方法、导引方法 | |
CN104567873A (zh) | 针对高动态载体应用的高精度捷联惯导姿态角确定方法 | |
de Celis et al. | An estimator for UAV attitude determination based on accelerometers, GNSS sensors, and aerodynamic coefficients | |
Ananthasayanam et al. | Nonlinear observer state estimation from seeker measurements and seeker-radar measurements fusion | |
CN106628258B (zh) | 一种基于太阳矢量信息的卫星自旋姿态确定方法 | |
JP6820781B2 (ja) | システム、情報処理装置、情報処理方法及びプログラム | |
CN109737939A (zh) | 一种实现电子罗盘全方位安装的方法及装置 | |
An et al. | Combinatory Attitude Determination Method for High Rotational Speed Rigid-Body Aircraft | |
CN113311456B (zh) | 一种基于卡尔曼滤波的qar数据噪声处理方法 | |
CN109671117A (zh) | 虚拟现实交互装置的空间定位方法及装置 | |
CN109625330A (zh) | 一种基于角动量信息重复使用的卫星姿态控制方法 |
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 |