CN108750145A - 一种磁力矩器极性在轨检测方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种磁力矩器极性在轨检测方法，在检测过程中，每个控制周期，通过卫星本体坐标系中的星体角速度和磁感应强度计算磁力矩器待检测轴需要执行的单轴消旋指令；在检测过程中累加星体转动动能，在每一个判断周期结束时计算星体在该判断周期中的平均动能；设置判定磁力矩器极性正确的平均动能减小次数阈值和判定磁力矩器极性相反的平均动能增加次数阈值，对每个判断周期计算得到的平均动能减小、增大的情况进行累计，判断其次数是否达到相应的阈值，从而判断磁力矩器的极性。本发明实现了磁力矩器极性的在轨检测。

Description

一种磁力矩器极性在轨检测方法

技术领域

本发明涉及一种航天器故障诊断方法，用于对磁力矩器在轨进行极性检测。

背景技术

磁力矩器广泛应用于多种卫星的姿态控制中，并且具有较高的可靠性，但是磁力矩器可靠性高不代表不会出现故障。如全球臭氧探测器TOMS-EP在1996年7月2日由于磁力矩器极性接错导致空间任务中断。在已知的卫星故障情况分析中，对于磁力矩器的地面检测完成之后，后续的地面检测等操作也可能使得磁力矩器装反。目前对磁力矩器的极性检测通常在地面整星测试时进行，如通过指北针或者磁强计来测量磁力矩器的极性，即当磁力矩器工作时，其周围的磁场改变，磁强计的输出信号随之改变，通过磁强计的输出判断磁力矩器的输出极性([2]倪亦斌,陈德祥.某种新型磁强计在星载部件测试中的应用研究[J].中国空间科学技术,2000,20(3):66-70.)。

现有方法是在地面进行磁力矩器极性检测，地面检测时，卫星所处的磁场环境稳定，并且可以通过外部放置在磁力矩器附近的磁强计测量磁力矩器工作时的磁场变化。若将该方法应用到磁力矩器极性的在轨检测中，面临着两个问题，首先，虽然卫星姿态测量与控制系统中包含磁强计，但是为了避免磁力矩器干扰其测量卫星所处环境的磁场，不能将卫星姿态测量与控制系统中的磁强计安装在磁力矩器附近，故测量磁力矩器的输出需要额外安装磁强计；其次，卫星在轨运行时，因为轨道位置和姿态发生变化，卫星所处的磁场环境相应变化，使得磁强计的测量结果并不能真实反映磁力矩器工作引起的磁场变化。所以该地面磁力矩器极性检测的方法不适用于在轨的磁力矩器极性检测。

发明内容

为了克服现有技术的不足，本发明提供一种采用磁力矩器单轴消旋的方法，基于卫星星体转动动能的变化情况进行判断，在轨完成磁力矩器的极性检测。本发明使用卫星姿态测量与控制系统中已有的磁强计等器件，通过磁力矩器工作时卫星的动能变化情况，对磁力矩器极性进行有效判断，不需要直接测量磁力矩器工作时的磁场变化。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案包括以下步骤：

(1)记卫星本体坐标系中星体角速度为ω，其X、Y、Z三轴的分量为ω_x、ω_y、ω_z；卫星本体坐标系中磁感应强度为B，其X、Y、Z三轴的分量为B_x、B_y、B_z；正装的磁力矩器的X、Y、Z三轴与卫星本体坐标系X、Y、Z三轴对应平行，记磁力矩器X、Y、Z三轴能够提供的最大磁矩分别为m_xmax、m_ymax、m_zmax；

每个控制周期T_c，通过卫星星体角速度和磁感应强度计算磁力矩器待检测轴需要执行的单轴消旋指令；

对磁力矩器X轴进行检测时，磁力矩器Y轴、Z轴执行的磁矩指令为0，磁力矩器X轴执行的磁矩指令m_x＝-m_xmaxsign(B_yω_z-B_zω_y)；

对磁力矩器Y轴进行检测时，磁力矩器X轴、Z轴执行的磁矩指令为0，磁力矩器Y轴执行的磁矩指令m_y＝-m_ymaxsign(B_zω_x-B_xω_z)；

对磁力矩器Z轴进行检测时，磁力矩器X轴、Y轴执行的磁矩指令为0，磁力矩器Z轴执行的磁矩指令m_z＝-m_zmaxsign(B_xω_y-B_yω_x)；

联立上述方程，计算得到ω_x、ω_y、ω_z，进而得到当前控制周期卫星本体坐标系中星体角速度ω；

(2)每一个控制周期的瞬时转动动能式中，I表示星体转动惯量；以包含N_j个控制周期的时长为一个判断周期，每个判断周期中的平均动能

(3)记平均动能减小次数计数值为C_dec，初值为0；设定判定磁力矩器极性正确的平均动能减小次数阈值N_dec；记平均动能增加次数计数值为C_inc，初值为0；设定判定磁力矩器极性相反的平均动能增加次数阈值N_inc；第一个判断周期结束，以首次计算得到的平均动能作为参考平均动能；

(4)重复步骤(1)和(2)，从第二个判断周期开始，每个判断周期结束时进行一次磁力矩器极性判断，若当前判断周期的平均动能小于参考平均动能，使用当前判断周期的平均动能更新参考平均动能，C_inc清零，C_dec加1，当C_dec达到N_dec时，判定磁力矩器该轴极性正确；若当前判断周期的平均动能不小于参考平均动能，则C_dec清零，C_inc加1，当C_inc达到N_inc时，判定磁力矩器该轴极性相反。

本发明的有益效果是：通过采用磁力矩器单轴消旋的方法，基于星体平均转动动能的变化情况进行判断，实现了磁力矩器极性的在轨检测。磁力矩器极性的在轨检测为后续的在轨故障处理奠定基础，增强了航天器姿态控制系统的可靠性。

附图说明

图1为磁力矩器极性判断流程图。

图2为算例平均动能变化曲线图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明进一步说明，本发明包括但不仅限于下述实施例。

本发明包括以下步骤：

(1)单轴消旋指令计算

考虑磁力矩器三轴与卫星本体坐标系三轴对应平行的情况，在检测过程中，每个控制周期，通过卫星本体坐标系中的星体角速度和磁感应强度计算磁力矩器待检测轴需要执行的单轴消旋指令。

(2)平均转动动能计算

考虑到星体转动惯量、陀螺测量的角速度存在误差等原因，每个控制周期计算得到的转动动能会呈震荡变化的趋势，故使用一段时间的转动动能平均值来代替瞬时转动动能进行判断，将该段时间称为判断周期。即在检测过程中累加星体转动动能，在每一个判断周期结束时计算星体在该判断周期中的平均动能。

(3)磁力矩器极性判断

设置判定磁力矩器极性正确的平均动能减小次数阈值和判定磁力矩器极性相反的平均动能增加次数阈值，对每个判断周期计算得到的平均动能减小、增大的情况进行累计，判断其次数是否达到相应的阈值，从而判断磁力矩器的极性。

本发明通过判断使用磁力矩器单轴消旋时，卫星星体转动动能变化的情况，进行磁力矩器的极性检测。在工程实际中，无法获得准确的星体转动惯量，陀螺测量的角速度也存在噪声和常值偏差等误差，因此计算得到的转动动能会呈震荡上升或震荡下降，故本发明使用一段时间内的转动动能平均值来代替瞬时转动动能以解决此问题。

综上，本发明提出的在轨磁力矩器极性检测方法为：

a.单轴消旋指令计算

记控制周期为T_c，卫星本体坐标系中星体角速度为ω，其X、Y、Z三轴的分量为ω_x，ω_y，ω_z；卫星本体坐标系中磁感应强度为B，其X、Y、Z三轴的分量为B_x，B_y，B_z。在本发明中认为磁力矩器正装，并且其X、Y、Z三轴与卫星本体坐标系X、Y、Z三轴对应平行，记磁力矩器X、Y、Z三轴能够提供的最大磁矩分别为m_xmax、m_ymax、m_zmax。

检测过程中，每个控制周期，通过卫星星体角速度和磁感应强度计算磁力矩器待检测轴需要执行的单轴消旋指令。

对磁力矩器X轴进行检测时，磁力矩器Y轴、Z轴执行的磁矩指令为0，磁力矩器X轴执行的磁矩指令m_x为：

m_x＝-m_xmaxsign(B_yω_z-B_zω_y) (1)

对磁力矩器Y轴进行检测时，磁力矩器X轴、Z轴执行的磁矩指令为0，磁力矩器Y轴执行的磁矩指令m_y为：

m_y＝-m_ymaxsign(B_zω_x-B_xω_z) (2)

对磁力矩器Z轴进行检测时，磁力矩器X轴、Y轴执行的磁矩指令为0，磁力矩器Z轴执行的磁矩指令m_z为：

m_z＝-m_zmaxsign(B_xω_y-B_yω_x) (3)

b.平均转动动能计算

因为工程实际中，星体转动惯量、陀螺测量的角速度存在误差等原因，每个控制周期计算得到的转动动能会呈震荡变化趋势，故本发明使用一段时间的转动动能平均值来代替瞬时转动动能以解决此问题。将计算平均动能的该段时间称为判断周期，用包含的控制周期数N_j表示。在每一个判断周期结束时计算星体在该判断周期中的平均动能E_{k_mean}。每一个控制周期的瞬时转动动能E_ki计算如下：

式中，

I——星体转动惯量。

每个判断周期N_j中的平均动能E_{k_mean}计算如下：

c.磁力矩器极性判断

在进行磁力矩器极性判断时，记平均动能减小次数计数值为C_dec，初值为0；记判定磁力矩器极性正确的平均动能减小次数阈值为N_dec；记平均动能增加次数计数值为C_inc，初值为0；记判定磁力矩器极性相反的平均动能增加次数阈值为N_inc。

磁力矩器极性判断流程如图1所示。即第一个判断周期结束，首次计算得到平均动能，记录该平均动能做为参考平均动能，不进行判断。从第二个判断周期开始，每个判断周期结束时判断一次，判断方法为：若当前判断周期的平均动能小于参考平均动能，使用当前判断周期的平均动能更新参考平均动能，C_inc清零，C_dec加1，当C_dec达到N_dec时，判定磁力矩器该轴极性正确；若当前判断周期的平均动能不小于参考平均动能，C_dec清零，C_inc加1，当C_inc达到N_inc时，判定磁力矩器该轴极性相反。

使用上述方法，依次对磁力矩器的三轴进行检测，完成磁力矩器的极性检测。

下面选择磁力矩器X轴装反为例进行说明。本实例中，磁力矩器X轴最大磁矩m_xmax＝0.46Am²，卫星的转动惯量矩阵I＝diag(0.153,0.151,0.097)kg·m²，星体初始角速度为(10,10,10)°/s。

a.单轴消旋指令计算

取控制周期T_c＝1s，检测过程中，每个控制周期通过卫星星体角速度和磁感应强度按照式(1)计算磁力矩器X轴需要执行的单轴消旋指令。

b.平均转动动能计算

取判断周期N_j＝300，在每一个控制周期按照式(4)计算瞬时转动动能E_ki，在每一个判断周期结束时按照式(5)计算星体在该判断周期中的平均动能E_{k_mean}。

c.磁力矩器极性判断

取判定磁力矩器极性正确的平均动能减小次数阈值N_dec＝5；取判定磁力矩器极性相反的平均动能增加次数阈值N_inc＝5。

该实例中，对磁力矩器X轴检测时，平均动能E_{k_mean}的变化曲线如图2所示，可以看到，平均动能增加次数计数值C_inc达到了5次，即达到了判定阈值，故判定磁力矩器X轴极性相反。

Claims (1)

1.一种磁力矩器极性在轨检测方法，其特征在于包括下述步骤：

(1)记卫星本体坐标系中星体角速度为ω，其X、Y、Z三轴的分量为ω_x、ω_y、ω_z；卫星本体坐标系中磁感应强度为B，其X、Y、Z三轴的分量为B_x、B_y、B_z；正装的磁力矩器的X、Y、Z三轴与卫星本体坐标系X、Y、Z三轴对应平行，记磁力矩器X、Y、Z三轴能够提供的最大磁矩分别为m_xmax、m_ymax、m_zmax；

每个控制周期T_c，通过卫星星体角速度和磁感应强度计算磁力矩器待检测轴需要执行的单轴消旋指令；

对磁力矩器X轴进行检测时，磁力矩器Y轴、Z轴执行的磁矩指令为0，磁力矩器X轴执行的磁矩指令m_x＝-m_xmaxsign(B_yω_z-B_zω_y)；

对磁力矩器Y轴进行检测时，磁力矩器X轴、Z轴执行的磁矩指令为0，磁力矩器Y轴执行的磁矩指令m_y＝-m_ymaxsign(B_zω_x-B_xω_z)；

对磁力矩器Z轴进行检测时，磁力矩器X轴、Y轴执行的磁矩指令为0，磁力矩器Z轴执行的磁矩指令m_z＝-m_zmaxsign(B_xω_y-B_yω_x)；

联立上述方程，计算得到ω_x、ω_y、ω_z，进而得到当前控制周期卫星本体坐标系中星体角速度ω；

(2)每一个控制周期的瞬时转动动能式中，I表示星体转动惯量；以包含N_j个控制周期的时长为一个判断周期，每个判断周期中的平均动能

(3)记平均动能减小次数计数值为C_dec，初值为0；设定判定磁力矩器极性正确的平均动能减小次数阈值N_dec；记平均动能增加次数计数值为C_inc，初值为0；设定判定磁力矩器极性相反的平均动能增加次数阈值N_inc；第一个判断周期结束，以首次计算得到的平均动能作为参考平均动能；

(4)重复步骤(1)和(2)，从第二个判断周期开始，每个判断周期结束时进行一次磁力矩器极性判断，若当前判断周期的平均动能小于参考平均动能，使用当前判断周期的平均动能更新参考平均动能，C_inc清零，C_dec加1，当C_dec达到N_dec时，判定磁力矩器该轴极性正确；若当前判断周期的平均动能不小于参考平均动能，则C_dec清零，C_inc加1，当C_inc达到N_inc时，判定磁力矩器该轴极性相反。