CN108502209A - 一种基于陀螺积分计算太阳矢量的卫星自旋太阳捕获方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于陀螺积分计算太阳矢量的卫星自旋太阳捕获方法，包括：获取卫星本体坐标系太阳矢量；计算获得卫星姿态四元数；进行奇异点处理并计算三轴控制力矩；对三轴控制力矩进行限幅；以及控制力矩分配及控制力矩矢量限幅。

Description

一种基于陀螺积分计算太阳矢量的卫星自旋太阳捕获方法

技术领域

本发明涉及卫星姿态控制领域，特别涉及一种基于陀螺积分计算太阳矢量的卫星自旋太阳捕获方法。

背景技术

卫星在轨对日捕获运行过程中，一般采用磁强计、太阳敏感器、星敏感器、陀螺等作为敏感器进行卫星姿态测量，以磁力矩器、反作用轮或推力器作为执行机构进行太阳捕获。

磁力矩器短时产生的控制力矩较小，因此采用磁力矩器作为执行机构进行太阳捕获通常需要较长时间；采用推力器进行太阳捕获速度快，但通常需要提前打开推进加热器对推力器进行预热，需要消耗较多的能源且需要消耗推进剂。采用轮控对日时通常由双矢量(磁强计+太阳敏感器)或星敏感器+陀螺进行三轴定姿时，双矢量定姿需要提前注入轨道信息以便计算轨道系磁矢量及太阳矢量，而卫星初始入轨或姿态重捕获前星敏感器因动态性能或者视场受遮挡等原因不能保证能提供有效姿态数据。

为了增强姿控系统的可靠性，避免轨道数据暂时失效进入安全模式，必须采用新的思路去解决这个问题。

发明内容

针对现有技术中的卫星在轨对日捕获运行过程中存在的可靠性不够，避免轨道数据暂时失效进入安全模式等问题，根据本发明的一个实施例，提供一种基于陀螺积分计算太阳矢量的卫星自旋太阳捕获方法，包括：获取卫星本体坐标系太阳矢量；计算获得卫星姿态四元数；进行奇异点处理并计算三轴控制力矩；对三轴控制力矩进行限幅；以及控制力矩分配及控制力矩矢量限幅。

在本发明的一个实施例中，当太阳敏感器数据有效时，所述获取卫星本体坐标系太阳矢量的方法的计算公式为其中，S_s为太阳敏感器测量太阳矢量，A_s为太阳敏感器安装矩阵，S_b为卫星本体坐标系太阳矢量。

在本发明的一个实施例中，当太阳敏感器数据无效时，所述获取卫星本体坐标系太阳矢量的方法进一步包括：

进行卫星本体系坐标系角速度计算，计算公式为其中，ω_b为卫星本体坐标系角速度，ω_s为陀螺测量角速度，A_g为陀螺安装矩阵；

由卫星本体系坐标系角速度积分计算四元数，计算公式为

其中，q₀、q₁、q₂、q₃为四元数标量，ω_x,ω_y,ω_z为ω_b的三个分量；δ＝|ω_b|·Δt，Δt为积分时间；

由四元数计算获得转换矩阵M，计算公式为

以及

根据转换矩阵M以及前一周期的太阳矢量计算获得当前卫星本体系坐标系太阳矢量S_b，计算公式为其中，为前一周期的本体坐标系太阳矢量。

在本发明的一个实施例中，所述计算获得卫星姿态四元数的方法进一步包括：

由本体坐标系太阳矢量及卫星帆板法线矢量计算确定旋转轴和旋转角，并对旋转轴进行归一化；

由归一化的旋转轴和旋转角计算卫星姿态四元数；以及

将四元数中的矢量部分的帆板法线轴对应的矢量置零。

在本发明的一个实施例中，所述进行奇异点处理的方法为当帆板法线与太阳矢量方向相反，由此计算得到卫星姿态四元数为全零时，对旋转轴置非零矢量，即旋转轴选择与星体帆板法线垂直且与星体另外两轴夹角相同的方向，并由此计算卫星姿态四元数。

在本发明的一个实施例中，所述计算三轴控制力矩进一步包括：

计算实际姿态角速度与期望姿态角速度之间的偏差角速度；

采用PD控制计算控制力矩。

在本发明的一个实施例中，所述三轴控制力矩进行限幅的方法进一步包括：

根据仅含“二轴”信息的姿态四元数进行二轴控制力矩限幅；

再根据期望的最大转动角速度，对三轴控制力矩进行二次限幅。

在本发明的一个实施例中，所述控制力矩分配为依据反作用轮安装矩阵进行力矩分配。

在本发明的一个实施例中，所述控制力矩矢量限幅为根据反作用轮力矩输出能力，对控制力矩矢量进行限幅，保证控制力矩的矢量方向不变。

本发明提供一种基于陀螺积分计算太阳矢量的卫星自旋太阳捕获方法，用于卫星入轨时快速太阳捕获，以稳定获取能源，同时卫星绕帆板法线方向进行小角速度自旋以利于星敏感器工作。本方法利用了星上陀螺测量角速度，配合太阳敏感器先验测量太阳矢量数据，在地影区时采用陀螺积分确定太阳矢量，利用反作用轮进行姿态控制，具有对日捕获速度快，可实现地影区卫星保持对日指向，不依赖轨道信息等外部数据，利于星敏感器工作及整星热设计等优点。

附图说明

为了进一步阐明本发明的各实施例的以上和其它优点和特征，将参考附图来呈现本发明的各实施例的更具体的描述。可以理解，这些附图只描绘本发明的典型实施例，因此将不被认为是对其范围的限制。在附图中，为了清楚明了，相同或相应的部件将用相同或类似的标记表示。

图1示出根据本发明的一个实施例提供的一种基于陀螺积分计算太阳矢量的卫星自旋太阳捕获方法的整体算法流程图。

图2示出根据本发明的具体实施例提供的一种基于陀螺积分计算太阳矢量的卫星自旋太阳捕获方法的获取太阳矢量算法流程图。

图3示出根据本发明的一个具体实施例提供的一种基于陀螺积分计算太阳矢量的卫星自旋太阳捕获方法的卫星本体坐标系下太阳矢量变化示意图。

图4示出根据本发明的一个具体实施例提供的一种基于陀螺积分计算太阳矢量的卫星自旋太阳捕获方法的卫星姿态角速度变化示意图。

图5示出根据本发明的一个具体实施例提供的一种基于陀螺积分计算太阳矢量的卫星自旋太阳捕获方法的太阳矢量与卫星帆板法线之间的夹角变化示意图。

图6示出根据本发明的一个具体实施例提供的一种基于陀螺积分计算太阳矢量的卫星自旋太阳捕获方法的反作用轮转速变化示意图。

具体实施方式

在以下的描述中，参考各实施例对本发明进行描述。然而，本领域的技术人员将认识到可在没有一个或多个特定细节的情况下或者与其它替换和/或附加方法、材料或组件一起实施各实施例。在其它情形中，未示出或未详细描述公知的结构、材料或操作以免使本发明的各实施例的诸方面晦涩。类似地，为了解释的目的，阐述了特定数量、材料和配置，以便提供对本发明的实施例的全面理解。然而，本发明可在没有特定细节的情况下实施。此外，应理解附图中示出的各实施例是说明性表示且不一定按比例绘制。

在本说明书中，对“一个实施例”或“该实施例”的引用意味着结合该实施例描述的特定特征、结构或特性被包括在本发明的至少一个实施例中。在本说明书各处中出现的短语“在一个实施例中”并不一定全部指代同一实施例。

需要说明的是，本发明的实施例以特定顺序对工艺步骤进行描述，然而这只是为了方便区分各步骤，而并不是限定各步骤的先后顺序，在本发明的不同实施例中，可根据工艺的调节来调整各步骤的先后顺序。

本发明提供一种基于陀螺积分计算太阳矢量的卫星自旋太阳捕获方法，用于卫星入轨时快速太阳捕获，以稳定获取能源，同时卫星绕帆板法线方向进行小角速度自旋以利于星敏感器工作。本方法利用了星上陀螺测量角速度，配合太阳敏感器先验测量太阳矢量数据，在地影区时采用陀螺积分确定太阳矢量，利用反作用轮进行姿态控制，具有对日捕获速度快，可实现地影区卫星保持对日指向，不依赖轨道信息等外部数据，利于星敏感器工作及整星热设计等优点。

下面结合附图来介绍基于本发明的一个实施例的一种基于陀螺积分计算太阳矢量的卫星自旋太阳捕获方法的详细步骤。图1示出根据本发明的一个实施例提供的一种基于陀螺积分计算太阳矢量的卫星自旋太阳捕获方法的整体算法流程图，如图1所示：

第一步，在步骤101，获取太阳矢量。具体的太阳矢量获取方法进一步如图2所示，图2示出根据本发明的具体实施例提供的一种基于陀螺积分计算太阳矢量的卫星自旋太阳捕获方法的获取太阳矢量算法流程图，如图2所示：

首先，在步骤210，开始获取太阳矢量；

接下来，在步骤220，判断卫星的太阳敏感器数据是否有效？当太阳敏感器数据有效时，进入步骤230；当太阳敏感器数据无效时，进入步骤235。

最后，在步骤230，直接根据太阳敏感器测量太阳矢量S_s及太阳敏感器安装矩阵A_s计算卫星本体坐标系太阳矢量S_b，具体的计算公式为：

当太阳敏感器数据无效时，利用陀螺数据积分计算获取太阳矢量。

然后，在步骤235，先进行卫星本体系坐标系角速度计算。具体方法为根据陀螺测量角速度ωs及陀螺安装矩阵Ag计算卫星本体坐标系角速度ωb，具体的计算公式为：

接下来，在步骤245，由卫星本体系坐标系角速度ω_b积分计算四元数Q。具体的计算公式如下：

其中，q₀、q₁、q₂、q₃为四元数标量；ω_x,ω_y,ω_z为ω_b的三个分量；δ＝|ω_b|·Δt，Δt为积分时间，常选为控制周期。

然后，在步骤255，由四元数Q计算获得转换矩阵M。

由四元数Q计算转换矩阵M的公式为：

最后，在步骤265，根据转换矩阵M以及前一周期的太阳矢量计算获得当前卫星本体系坐标系太阳矢量S_b，计算公式如下：

其中，为前一周期的本体坐标系太阳矢量，由陀螺连续积分计算获得或者由太阳敏感器测量计算确定。

第二步，在步骤102，计算获得卫星姿态四元数。由太阳矢量解算含“二轴”信息的卫星姿态四元数，第三轴固定置为零，形成完整四元数。具体的计算方法如下：

首先，由本体坐标系太阳矢量S_b及卫星帆板法线矢量L_b计算确定旋转轴e和旋转角度α，计算公式如下：

e＝[e_x e_y e_z]^T＝L_b×S_b (6)

并对e进行归一化。

接下来，由归一化的旋转轴e和旋转角α，计算卫星姿态四元数Q_b，具体的计算公式如下：

Q_b＝[q_b0 q_b1 q_b2 q_b3]^T＝[cos(α)-e_x sin(α)-e_y sin(α)-e_z sin(α)] (8)

并将四元数中的矢量部分的帆板法线轴对应的矢量置零。

第三步，在步骤103，进行奇异点处理并计算三轴控制力矩。对卫星姿态四元数进行奇异点处理是为了避免帆板法线与太阳矢量反向，在处理后根据姿态四元数计算三轴控制力矩。

首先，由于太阳敏感器测量精度等原因，在控制过程中可能会出现帆板法线与太阳矢量方向相反的情况，此时由此计算得到卫星姿态四元数为全零的情况，引起奇异。为避免出现此情况，在计算确定旋转轴时，若e＝0(e的模值为零)，对e置非零矢量。非零矢量选择与星体帆板法线垂直且与星体另外两轴夹角相同的方向，并由此计算卫星姿态四元数Q_b。以帆板法线在-X轴为例，具体设置如下：

L_b＝[-1 0 0]且S_b＝[1 0 0]时，置

接下来，由期望姿态四元数Q_d及卫星姿态四元数Q_b计算偏差四元数Q_e，具体计算公式如下：

若q_e0＜0，则Q_e＝[-q_e0 -q_e1 -q_e2 -q_e3]^T；其中，固定有Q_d＝[1 0 0 0]^T。

最后，计算三轴控制力矩T_c。计算的方法为选择绕卫星帆板法线方向设置一定的角速度控制卫星绕帆板法线进行缓慢自旋，以利于星敏感器工作及星体热设计，一般设置角速度小于星体的最大转动角速度。

根据期望姿态角速度ω_d，计算偏差角速度ω_e，计算公式如下：

ω_e＝ω_d -ω_b＝[ω_ex ω_ey ω_ez]^T (10)

控制律采用PD控制，控制力矩计算公式如下：

其中，K_px,K_py,K_pz,K_dx,K_dy,K_dz为PD控制器控制参数。

第四步，在步骤104，对三轴控制力矩进行限幅。首先根据仅含“二轴”信息的姿态四元数进行二轴控制力矩限幅；再根据期望的最大转动角速度，对三轴控制力矩进行二次限幅。具体的限幅方法如下：

a)由于偏差四元数Q_e过大时，计算得到的控制力矩较大，为了避免反作用轮转速变化较快，同时限制星体的最大转动角速度，引入角速度限幅参数L＝[L_x L_y L_z]^T对偏差四元数进行限幅处理：

若|q_e1|＞L_x时，q_e1＝sign(q_e1)·L_x (12)

若|q_e2|＞L_y时，q_e2＝sign(q_e2)·L_y (13)

若|q_e3|＞L_z时，q_e3＝sign(q_e3)·L_z (14)

其中，角速度限幅参数可按下式选取：

ω_max为设定的星体单轴最大转动角速度，可按下式选取：

其中，h_max为反作用轮角动量，I为星体惯量，k为系统设计余量，常取k≤0.25。

由于采用了单矢量定姿，绕帆板法线方向的四元数矢量分量始终为零，因此上述限幅只完成了二轴力矩的限幅，需要对控制力矩二次限幅。

b)根据设定的星体单轴最大转动角速度ω_max，对控制力矩二次限幅。方法如下：

第五步，在步骤105，控制力矩分配及控制力矩矢量限幅。依据反作用轮安装矩阵进行力矩分配，再根据反作用轮力矩输出能力，对控制力矩矢量进行限幅，保证控制力矩的矢量方向不变。

a)依据反作用轮安装方式及反作用轮状态，确定控制力矩分配矩阵D，进行反作用轮力矩分配：

T_w＝DT_c (20)

b)为避免分配的力矩超出反作用轮最大输出能力，致使输出的控制力矩与期望控制力矩矢量方向不一致，导致星体角速度超出限定最大角速度，需要对分配后的力矩进行限幅，以保证期望控制力矩矢量方向不变。

计算分配给各反作用轮的力矩中的最大值，即计算T_w各分量的最大绝对值，记为||T_w||_∞；

若||T_w||_∞＞T_max，则

其中，T_max为反作用轮能输出的最大力矩。

下面结合附图3至图6来描述一个基于本发明的基于陀螺积分计算太阳矢量的卫星自旋太阳捕获方法的具体实施例及其仿真结果。图3示出根据本发明的一个具体实施例提供的一种基于陀螺积分计算太阳矢量的卫星自旋太阳捕获方法的卫星本体坐标系下太阳矢量变化示意图；图4示出根据本发明的一个具体实施例提供的一种基于陀螺积分计算太阳矢量的卫星自旋太阳捕获方法的卫星姿态角速度变化示意图；图5示出根据本发明的一个具体实施例提供的一种基于陀螺积分计算太阳矢量的卫星自旋太阳捕获方法的太阳矢量与卫星帆板法线之间的夹角变化示意图；图6示出根据本发明的一个具体实施例提供的一种基于陀螺积分计算太阳矢量的卫星自旋太阳捕获方法的反作用轮转速变化示意图。

设定

某小卫星星体转动惯量为

卫星帆板法线在卫星本体坐标系中为L_b＝[-1 0 0]^T；

反作用轮：

最大角动量为0.34Nms，

最大输出力矩0.015Nm，

转动惯量0.00042kg·m2，

四台反作用轮采用三正交一斜装安装方式，

安装矩阵为

PD控制器控制参数为：

K_p＝[0.0998 0.0812 0.0613]^T，

K_d＝[0.7487 0.6088 0.4595]^T；

角速度限幅参数L＝[0.0393 0.0393 0.0393]^T；

星体最大角速度阈值ω_max＝0.3°/s；

控制周期为0.25秒；

控制过程中斜装轮维持中心转速，三个正交轮进行闭环控制，敏感器采用数字太阳敏感器及光纤陀螺；

期望角速度ω_d＝[-0.3 0 0]^T°/s。

结合图3至图6的仿真结果可以看出，太阳矢量由[0.31726，-0.94447，-0.08553]^T经过约300秒控制到[-1，0，0]^T，即帆板法线转到太阳矢量方向；帆板法线与太阳矢量之间的夹角由108.5°控制到1°以内，捕获过程中角速度限幅在0.3°/s，捕获完成后星体绕X轴以-0.3°/s自旋。由结果可以看出，采用本发明提出的方法，可以快速的完成太阳捕获，星体绕帆板法线轴稳定自旋对日。

尽管上文描述了本发明的各实施例，但是，应该理解，它们只是作为示例来呈现的，而不作为限制。对于相关领域的技术人员显而易见的是，可以对其做出各种组合、变型和改变而不背离本发明的精神和范围。因此，此处所公开的本发明的宽度和范围不应被上述所公开的示例性实施例所限制，而应当仅根据所附权利要求书及其等同替换来定义。

Claims (9)

1.一种基于陀螺积分计算太阳矢量的卫星自旋太阳捕获方法，包括：

获取卫星本体坐标系太阳矢量；

计算获得卫星姿态四元数；

进行奇异点处理并计算三轴控制力矩；

对三轴控制力矩进行限幅；以及

控制力矩分配及控制力矩矢量限幅。

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，当太阳敏感器数据有效时，所述获取卫星本体坐标系太阳矢量的方法的计算公式为其中，S_s为太阳敏感器测量太阳矢量，A_s为太阳敏感器安装矩阵，S_b为卫星本体坐标系太阳矢量。

3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，当太阳敏感器数据无效时，所述获取卫星本体坐标系太阳矢量的方法进一步包括：

进行卫星本体系坐标系角速度计算，计算公式为其中，ω_b为卫星本体坐标系角速度，ω_s为陀螺测量角速度，A_g为陀螺安装矩阵；

由卫星本体系坐标系角速度积分计算四元数，计算公式为

其中，q₀、q₁、q₂、q₃为四元数标量，ω_x,ω_y,ω_z为ω_b的三个分量；δ＝|ω_b|·Δt，Δt为积分时间；

由四元数计算获得转换矩阵M，计算公式为

以及

根据转换矩阵M以及前一周期的太阳矢量计算获得当前卫星本体系坐标系太阳矢量S_b，计算公式为其中，为前一周期的本体坐标系太阳矢量。

4.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述计算获得卫星姿态四元数的方法进一步包括：

由本体坐标系太阳矢量及卫星帆板法线矢量计算确定旋转轴和旋转角度，并对旋转轴进行矢量归一化；

由归一化的旋转轴和旋转角计算卫星姿态四元数；以及

将四元数中的矢量部分的帆板法线轴对应的矢量置零。

5.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述进行奇异点处理的方法为当帆板法线与太阳矢量方向相反，由此计算得到卫星姿态四元数为全零时，对旋转轴置非零矢量，即旋转轴选择与星体帆板法线垂直且与星体另外两轴夹角相同的方向，并由此计算卫星姿态四元数。

6.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述计算三轴控制力矩进一步包括：

计算实际姿态角速度与期望姿态角速度之间的偏差角速度；

采用PD控制计算控制力矩。

7.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述三轴控制力矩进行限幅的方法进一步包括：

根据仅含“二轴”信息的姿态四元数进行二轴控制力矩限幅；

再根据期望的最大转动角速度，对三轴控制力矩进行二次限幅。

8.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述控制力矩分配为依据反作用轮安装矩阵进行力矩分配。

9.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述控制力矩矢量限幅为根据反作用轮力矩输出能力，对控制力矩矢量进行限幅，保证控制力矩的矢量方向不变。