CN109533396A - 一种基于磁测磁控的卫星自旋定向方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种基于磁测磁控的卫星自旋定向方法，包括：根据地磁矢量确定地磁矢量变化率；根据轨道角速度矢量和地磁矢量，确定修正项；根据地磁矢量变化率及修正项，确定修正后的磁力矩器的计算磁矩；以及对所述计算磁矩进行限幅，得到磁力矩器的输出磁矩。
Description
技术领域
本发明涉及航天器姿态控制的技术领域。具体而言，本发明涉及一种基于磁测磁控的卫星自旋定向方法。
背景技术
卫星的姿态控制是指对卫星绕质心施加力矩，以保持或按需要改变其在空间定向的技术。卫星的姿态控制系统在卫星的实际运行和控制过程中扮演了十分重要的角色，能够确保卫星飞行过程中姿态的确定和调整，从而顺利完成既定的飞行任务。
不同类型的卫星对姿态控制有不同的要求，卫星的姿态控制包括被动姿态控制和主动姿态控制。姿态敏感器用于测量卫星本体坐标系统相对于某一基准坐标系的相对位置和角速度，以确定卫星的姿态。卫星系统还包括控制器，控制器根据卫星的姿态和给定的要求指示执行机构工作。执行机构则根据控制器指令产生相应的控制力矩从而改变卫星的姿态。
利用地磁场来控制卫星的姿态是一种既简单又可靠的方法。因此磁控系统是当前卫星控制系统中常用的控制系统。考虑到磁控作用总是垂直于当地磁力线的，纯磁控卫星的姿态稳定系统实际上是欠驱动的控制系统。自旋稳定对于姿态控制欠驱动的卫星而言至关重要，其关系到卫星的任务实施、能源获取甚至生命安全；对于运行于晨昏轨道上的卫星而言，结合太阳帆板的布局，自旋稳定可以实现卫星的帆板对日。B-dot速率阻尼算法是一种可靠的非线性姿态控制算法，其通过降低卫星转动动能来实现三轴角速度的降低。
发明内容
针对现有技术中存在的技术问题，本发明仅采用磁强计和磁力矩器实现星体自旋保证空间定向的姿态控制。
根据本发明的一个方面，提供一种基于磁测磁控的卫星自旋定向方法，包括：根据地磁矢量确定地磁矢量变化率；根据轨道角速度矢量和地磁矢量，确定修正项；根据地磁矢量变化率及修正项，确定修正后的磁力矩器的计算磁矩；以及对所述计算磁矩进行限幅，得到磁力矩器的输出磁矩。
在本发明的一个实施例中，所述地磁矢量变化率为：
其中，表示当前拍的地磁场矢量变化率，Bb表示当前拍的地磁场强度，Bb-表示前一拍的地磁场强度，Δt表示姿态控制周期。
在本发明的一个实施例中，当前拍的地磁场强度和前一拍的地磁场强度通过磁强计进行测量来获取。
在本发明的一个实施例中，所述修正项为：
Q＝Bb×ω0
其中，ω0表示卫星运行的轨道角速度，Bb表示当前拍的地磁场强度。
在本发明的一个实施例中，修正后的磁力矩器的计算磁矩为：
其中，P表示磁力矩器的计算磁矩，表示当前拍的地磁场矢量变化率。
在本发明的一个实施例中，所述磁力矩器的输出磁矩为：
mi＝-m0·sgn(Pi)(i＝x,y,z)
其中m0为磁力矩器的最大输出磁矩，mi为磁力矩器的输出磁矩，P表示磁力矩器的计算磁矩。
在本发明的一个实施例中，所述磁力矩器的输出磁矩为：
其中mx，my，mz分别为X、Y和Z向磁力矩器对应的输出磁矩，Bbx，Bby，Bbz分别为地磁矢量Bb的X、Y和Z向分量，分别为地磁矢量变化率的X、Y和Z向分量，ω0x，ω0y，ω0z表示卫星运行的轨道角速度的X、Y和Z向分量。
在本发明的一个实施例中，该基于磁测磁控的卫星自旋定向方法还包括：根据所确定的磁力矩器的输出磁矩，驱动磁力矩器工作。
本发明针对自旋卫星的空间定向问题，对B-dot算法进行改进，仅采用磁测信息进行控制指令的生成，并驱动磁力矩器完成相应的姿态控制。
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的基于磁测磁控的卫星自旋定向方法的流程图。
图2示出指定角速度为[0 -1 0]°/s时航天器磁控对日过程中星体角速度变化曲线的示意图。
图3示出指定角速度为[0 -1 0]°/s时航天器磁控对日过程中星体角速率变化曲线的示意图。
图4示出指定角速度为[0 -1 0]°/s时航天器磁控对日过程中太阳角变化曲线的示意图。
图5示出根据本发明的指定角速度为[1 0 0]°/s时航天器磁控对日过程中星体角速度变化曲线的示意图。
图6示出根据本发明的指定角速度为[1 0 0]°/s时航天器磁控对日过程中星体角速率变化曲线的示意图。
图7示出根据本发明的指定角速度为[1 0 0]°/s时航天器磁控对日过程中太阳角变化曲线的示意图。
图8示出根据本发明的指定角速度为[-1 0 2]°/s时航天器磁控对日过程中星体角速度变化曲线的示意图。
图9示出根据本发明的指定角速度为[-1 0 2]°/s时航天器磁控对日过程中星体角速率变化曲线的示意图。
图10示出根据本发明的指定角速度为[-1 0 2]°/s时航天器磁控对日过程中太阳角变化曲线的示意图。
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。
本发明所要解决的技术问题是仅采用地磁场测量信息，通过非线性控制算法生成相应的姿态指令，采用磁力矩器进行姿态控制，进而实现星体的空间惯性定向。本发明提出一种改进的B-dot控制算法，不同于传统的B-dot阻尼算法，该算法不是将星体角速度阻尼至轨道角速度附近，而是将其阻尼至指定的目标角速度附近，进而实现星体以指定的目标转速进行自旋，实现星体的空间惯性定向。
在仅用磁强计进行测量且仅用磁力矩器进行控制的情况下，应用本发明可实现卫星的空间惯性定向，保证卫星对指向精度及稳定度要求不高的任务的实施，保证星上能源的获取。
地球周围存在磁场，磁力矩器的工作原理就是利用磁力矩器产生的磁矩与地磁场相互作用从而产生控制卫星姿态的磁力矩，进而达到控制卫星姿态的目的。磁力矩器主要包括通电回路和相应的驱动控制电路。通电回路可以是空心线圈或磁棒。磁棒的核心为磁性材料，表面缠绕有导电线圈。目前的小卫星使用的磁力矩器通常包括3个通电回路和相应的驱动控制电路。在卫星本体坐标系X、Y和Z三个正交方向分别安装通电回路。通过安装支架固定连接在卫星本体。磁力矩器的驱动控制电路接收卫星姿态控制系统输出的3路具有正负电压的模拟控制信号或者具有正负极性的开关量信号，通过驱动控制电路的放大和控制，产生磁力矩器所需要的工作电流，分别输出至磁力矩器的线圈，从而产生控制卫星姿态的磁力矩。
图1示出根据本发明的一个实施例的基于磁测磁控的卫星自旋定向方法的流程图。如图1所示，在磁控自旋控制开始之后，首先，在步骤110，根据地磁矢量确定地磁矢量变化率：
公式[1]中，表示当前拍的地磁场矢量变化率，Bb表示当前拍的地磁场强度(单位为nT)，Bb-表示前一拍的地磁场强度，Δt表示姿态控制周期。
当前拍的地磁场强度和前一拍的地磁场强度可通过磁强计进行测量来获取。
接下来，在步骤120，根据轨道角速度矢量ω0和地磁矢量Bb，确定修正项Q：
Q＝Bb×ω0 [2]
公式[2]中，ω0表示卫星运行的轨道角速度，通过轨道数据获得。当卫星轨道确定后，轨道角速度为确定的常数。
接下来，在步骤130，根据地磁矢量变化率及修正项Q，确定修正后的磁力矩器的计算磁矩P：
公式[3]中，P表示磁力矩器的计算磁矩。
由于磁力矩器的能力是固定的，即磁力矩器输出的最大控制力矩是有限的，因此在步骤130中计算出来的磁力矩器的计算磁矩P可能超出了磁力矩器的能力，也就是说磁矩P>磁力矩器的最大输出磁矩m0，所以需要对计算磁矩P进行限幅，mi是限幅后的磁矩。
接下来，在步骤140，根据磁力矩器的计算磁矩P各项的符号以及磁力矩器最大输出磁矩，确定磁力矩器的输出磁矩为mi：
mi＝-m0·sgn(Pi)(i＝x,y,z) [4]
公式[4]中，m0为磁力矩器的最大输出磁矩。
将式公式[4]写作分量形式，则有：
公式[5]中，mx，my，mz分别为X、Y和Z向磁力矩器对应的输出磁矩，Bbx，Bby，Bbz分别为地磁矢量Bb的X、Y和Z向分量，分别为地磁矢量变化率的X、Y和Z向分量，ω0x，ω0y，ω0z表示卫星运行的轨道角速度的X、Y和Z向分量。
最后，在步骤150，根据所确定的磁力矩器的输出磁矩为mi，驱动磁力矩器工作，进行姿态控制。
下面以晨昏轨道为例，通过数值仿真对本发明公开的基于磁测磁控的卫星自旋定向方法进行验证。
(1)设航天器初始角速度为：
偏航角速度：2.7/s
俯仰角速度：2.7°/s
滚转角速度：2.7/s
(2)期望自旋角速度为：[-1 0 0]°/s、[0 1 0]°/s、[0 0 1]°/s、[-1 0 2]°/s
(3)航天器初始姿态为：
偏航角：60
俯仰角：120
滚转角：180
(4)航天器惯量参数为：
转动惯量Ixx：0.5kg·m2
转动惯量Ixx：0.5kg·m2
转动惯量Ixx：0.5kg·m2
惯量积Ixy：0.01kg·m2
惯量积Ixz：0.01kg·m2
惯量积Iyz：0.01kg·m2
(5)航天器轨道参数为：
高度为500km的晨昏轨道。
(6)航天器太阳帆板朝向：
太阳帆板平面与星体—Y面平行。
(7)航天器磁控参数为：
X向磁力矩器最大输出磁矩：3A·m2
Y向磁力矩器最大输出磁矩：3A·m2
Z向磁力矩器最大输出磁矩：3A·m2
X向磁力矩器最小输出磁矩：0.015A·m2
Y向磁力矩器最小输出磁矩：0.015A·m2
Z向磁力矩器最小输出磁矩：0.015A·m2
阻尼控制周期：1s
阻尼控制占空比：0.5
图2示出指定角速度为[0 -1 0]°/s时航天器磁控对日过程中星体角速度变化曲线的示意图。图3示出指定角速度为[0 -1 0]°/s时航天器磁控对日过程中星体角速率变化曲线的示意图。图4示出指定角速度为[0 -1 0]°/s时航天器磁控对日过程中太阳角变化曲线的示意图。图5示出根据本发明的指定角速度为[1 0 0]°/s时航天器磁控对日过程中星体角速度变化曲线的示意图。图6示出根据本发明的指定角速度为[1 0 0]°/s时航天器磁控对日过程中星体角速率变化曲线的示意图。图7示出根据本发明的指定角速度为[1 00]°/s时航天器磁控对日过程中太阳角变化曲线的示意图。图8示出根据本发明的指定角速度为[-1 0 2]°/s时航天器磁控对日过程中星体角速度变化曲线的示意图。图9示出根据本发明的指定角速度为[-1 0 2]°/s时航天器磁控对日过程中星体角速率变化曲线的示意图。图10示出根据本发明的指定角速度为[-1 0 2]°/s时航天器磁控对日过程中太阳角变化曲线的示意图。
在惯量积较小的情况下，三个通道间的耦合较小，指定的角速度可以得到较好的控制；尤其在绕Y轴方向自旋情况下，卫星仅俯仰姿态在翻转，偏航和滚转角均在0值附近变化，当太阳帆板朝向轨道面法向方向时，有利于运行在晨昏轨道上的卫星的能源获取。在指定角速度方向为沿Y轴时，X和Z轴角速度耦合明显，变化趋势相反；在指定角速度方向为X或Z轴时，Y向与Z向或X向的耦合明显变大；在指定角速度方向沿三坐标轴均有分量时，三轴姿态角速度变化耦合显著。前述三通道间的相互耦合将造成星体指向的变化，但仍以太阳角变化曲线作为衡量标准，可以发现太阳角变化在特定值上下变动，即星体指向变化可以预期，有利于满足星上任务的实施及星上能源的获取。
从图2至图10可知采用本发明所述方法可以实现星体以指定角速度自旋，保证星体指向，有利于具有特殊指向要求的星上任务的实施和能源的获取。
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 (8)
1.一种基于磁测磁控的卫星自旋定向方法，包括：
根据地磁矢量确定地磁矢量变化率；
根据轨道角速度矢量和地磁矢量，确定修正项；
根据地磁矢量变化率及修正项，确定修正后的磁力矩器的计算磁矩；以及
对所述计算磁矩进行限幅，得到磁力矩器的输出磁矩。
2.如权利要求1所述的基于磁测磁控的卫星自旋定向方法，其特征在于，所述地磁矢量变化率为：
其中，表示当前拍的地磁场矢量变化率，Bb表示当前拍的地磁场强度，Bb -表示前一拍的地磁场强度，Δt表示姿态控制周期。
3.如权利要求2所述的基于磁测磁控的卫星自旋定向方法，其特征在于，当前拍的地磁场强度和前一拍的地磁场强度通过磁强计进行测量来获取。
4.如权利要求1所述的基于磁测磁控的卫星自旋定向方法，其特征在于，所述修正项为：
Q＝Bb×ω0
其中，ω0表示卫星运行的轨道角速度，Bb表示当前拍的地磁场强度。
5.如权利要求4所述的基于磁测磁控的卫星自旋定向方法，其特征在于，修正后的磁力矩器的计算磁矩为：
其中，P表示磁力矩器的计算磁矩，表示当前拍的地磁场矢量变化率。
6.如权利要求1所述的基于磁测磁控的卫星自旋定向方法，其特征在于，所述磁力矩器的输出磁矩为：
mi＝-m0·sgn(Pi) (i＝x,y,z)
其中m0为磁力矩器的最大输出磁矩，mi为磁力矩器的输出磁矩，P表示磁力矩器的计算磁矩。
7.如权利要求1所述的基于磁测磁控的卫星自旋定向方法，其特征在于，所述磁力矩器的输出磁矩为：
其中mx，my，mz分别为X、Y和Z向磁力矩器对应的输出磁矩，Bbx，Bby，Bbz分别为地磁矢量Bb的X、Y和Z向分量，分别为地磁矢量变化率的X、Y和Z向分量，ω0x，ω0y，ω0z表示卫星运行的轨道角速度的X、Y和Z向分量。
8.如权利要求1所述的基于磁测磁控的卫星自旋定向方法，还包括：
根据所确定的磁力矩器的输出磁矩，驱动磁力矩器工作。
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Legal Events
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|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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