CN109625330B - 一种基于角动量信息重复使用的卫星姿态控制方法 - Google Patents

一种基于角动量信息重复使用的卫星姿态控制方法 Download PDF

Info

Publication number
CN109625330B
CN109625330B CN201811517443.2A CN201811517443A CN109625330B CN 109625330 B CN109625330 B CN 109625330B CN 201811517443 A CN201811517443 A CN 201811517443A CN 109625330 B CN109625330 B CN 109625330B
Authority
CN
China
Prior art keywords
angular momentum
satellite
control method
fail
hpre
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
Application number
CN201811517443.2A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109625330A (zh
Inventor
李利亮
刘川
牛睿
李圣文
翟兴辉
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Shanghai Aerospace Control Technology Institute
Original Assignee
Shanghai Aerospace Control Technology Institute
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Shanghai Aerospace Control Technology Institute filed Critical Shanghai Aerospace Control Technology Institute
Priority to CN201811517443.2A priority Critical patent/CN109625330B/zh
Publication of CN109625330A publication Critical patent/CN109625330A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109625330B publication Critical patent/CN109625330B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/244—Spacecraft control systems
    • B64G1/245—Attitude control algorithms for spacecraft attitude control
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/36—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/36—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors
    • B64G1/369—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors using gyroscopes as attitude sensors

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

本发明公开了一种基于角动量信息重复使用的卫星姿态控制方法，该方法包含：步骤1、在星载软件的每个控制周期内，计算磁卸载力矩Tmpre与角动量相关项
Figure DDA0001902357520000011
的差值，并对该差值进行积分累加得到累加值hIpre；步骤2、设置合适的采样时间间隔tm，在采样间隔点，将当前时刻指令角动量Hc以及步骤1得到的累加值hIpre相加后作为存储量uhpre进行存储；步骤3、在姿态敏感器失效时刻，计算失效时刻角动量hc(tfail)与上一周期相应时刻存储量uhpre(tfail‑Torbit)的差值C1；步骤4、计算姿态敏感器失效后每个控制周期的指令角动量Hc。本发明的方法能够确定卫星姿态敏感器失效情况下的指令角动量，以完成卫星的姿态控制，其原理清晰，算法简单，星载软件容易实现。

Description

一种基于角动量信息重复使用的卫星姿态控制方法
技术领域
本发明涉及一种卫星姿态控制方法，具体涉及一种基于角动量信息重复使用的卫星姿态控制方法。
背景技术
零动量卫星三轴对地定向时通常根据实时获取的姿态信息完成闭环控制，而常用的姿态敏感器主要包括：星姿态敏感器和陀螺，姿态基准通常首选星姿态敏感器测量的姿态角，备份为陀螺测量的角速度信息进行积分得到的陀螺积分角。但是，目前卫星上陀螺的配置逐渐不能满足低轨卫星长寿命的设计要求，而星姿态敏感器容易发生故障，因此为了提高系统可靠度，系统设计时需要考虑在不能获取星姿态敏感器及陀螺信息时的卫星姿态控制问题。
根据国内外已发表的相关文献可知，目前在降级模式下，即无姿态测量信息时，卫星姿态控制的方法有：
(1)根据控制力矩、干扰力矩、整星惯量等已知信息，利用卫星动力学方程对卫星的姿态信息进行递推，将递推得到的姿态角当做测量信息传递给控制器，从而实现卫星姿态的控制；
(2)利用基于二阶卡尔曼滤波、最小二乘等算法在轨辨识干扰力矩，之后进行干扰力矩前馈补偿，再结合飞轮角动量、磁卸载力矩等已知信息解算出控制力矩，从而实现卫星姿态的控制。
但是，上述方法均存在一定的局限性，比如动力学递推的方法需要获取较多的信息，递推误差受姿态信息初值、控制力矩、整星惯量、干扰力矩等多因素影响，而且随着时间的推移，递推误差将越来越大；另一种方案中，尽管输入变量以及控制算法相对于动力学递推较为简洁，但干扰力矩的在轨辨识算法较为复杂，对星载软件的运行时间有明显的影响，同时算法容易存在误差，特别是干扰力矩中的长周期项。
发明内容
本发明的目的是提供一种基于角动量信息重复使用的卫星姿态控制方法，该方法解决了现有方法复杂的问题，其原理清晰，算法简单，星载软件容易实现。
为了达到上述目的，本发明提供了一种基于角动量信息重复使用的卫星姿态控制方法，该方法包含：
步骤1、在星载软件的每个控制周期内，计算磁卸载力矩Tmpre与角动量相关项
Figure GDA0003061039660000021
的差值，并对该差值进行积分累加得到累加值hIpre，如下公式(1)：
Figure GDA0003061039660000022
式(1)中，
Figure GDA0003061039660000023
为正常情况下惯性坐标系相对于卫星本体坐标系的速度在卫星本体坐标系下的投影，hcpre为姿态敏感器正常情况下当前节拍飞轮角动量；
步骤2、设置合适的采样时间间隔tm，在采样间隔点，将当前时刻指令角动量Hc以及步骤1得到的累加值hIpre相加后作为存储量uhpre进行存储，如下公式(2)：
uhpre＝Hc+hIpre (2)；
步骤3、在姿态敏感器失效时刻，计算姿态敏感器失效时刻角动量hc(tfail)与上一周期相应时刻存储量uhpre(tfail-Torbit)的差值C1，如下公式(3)：
C1＝hc(tfail)-uhpre(tfail-Torbit) (3)；
式(3)中，tfail为姿态敏感器失效时刻；Torbit为卫星轨道周期；hc(tfail)为失效时刻飞轮角动量；
步骤4、计算姿态敏感器失效后每个控制周期的指令角动量Hc，如下公式(4)：
Figure GDA0003061039660000024
式(4)中，Tm为当前节拍磁卸载力矩；
Figure GDA0003061039660000025
为失效后惯性坐标系相对于卫星本体坐标系的速度在卫星本体坐标系下的投影；hc为姿态敏感器失效后当前节拍飞轮角动量；
Figure GDA0003061039660000026
的积分初值为零；u′hpre为在tm内第k个控制周期的输出值，其由线性插值的方式得到。
优选地，在步骤1中，当有陀螺测量信息时，
Figure GDA0003061039660000031
取陀螺测量值；无陀螺测量信息时，
Figure GDA0003061039660000032
取常值为[0 -ωo 0]T，ωo为轨道角速度。
优选地，在步骤1中，所述hcpre根据正常情况下飞轮测量的返回转速确定。
优选地，在步骤1中，所述hIpre的积分初值在每个采样间隔点时清零。
优选地，在步骤2中，所述tm为4s～20s。
优选地，在步骤2中，在一个轨道周期内，存储量的个数为Torbit/tm；当一个轨道周期结束后，进行数据更新。
优选地，在步骤3中，所述hc(tfail)根据失效时刻飞轮测量的返回转速确定。
优选地，在步骤4中，
Figure GDA0003061039660000033
取常值为[0 -ωo 0]T，ωo为轨道角速度。
优选地，在步骤4中，所述uhpre′的计算方法为：设定两个采样点的采样时间间隔tm为控制周期的m倍，在两个采样点得到的存储量分别用
Figure GDA0003061039660000034
和
Figure GDA0003061039660000035
表示，则在tm内第k个控制周期的输出值uhpre′如下公式(5)：
Figure GDA0003061039660000036
本发明的基于角动量信息重复使用的卫星姿态控制方法，解决了问题，具有以下优点：
本发明的方法以卫星在相邻两个轨道所受到的干扰力矩差别很小为理论基础，即具有相同初始状态与相同输入条件的控制系统的运动轨迹基本相同为理论基础，在卫星姿态敏感器未失效情况下，每隔一定采样时间存储角动量信息，当姿态敏感器失效后，根据前一轨道相应的存储量求取当前时刻的指令角动量，以完成卫星的姿态控制，其原理清晰，算法简单，星载软件容易实现。
具体实施方式
下面将对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
一种基于角动量信息重复使用的卫星姿态控制方法，基于卫星在相邻两个轨道具有相同初始状态与相同输入条件的控制系统的运动轨迹基本相同，该方法包含：
(1)在星载软件的每个控制周期内，计算磁卸载力矩Tmpre与角动量相关项
Figure GDA0003061039660000041
的差值，并对该差值进行积分累加得到hIpre，其计算公式如下：
Figure GDA0003061039660000042
其中，
Figure GDA0003061039660000043
为正常情况下惯性坐标系相对于卫星本体坐标系的速度在卫星本体坐标系下的投影，hcpre为姿态敏感器正常情况下当前节拍飞轮角动量；
(2)设置合适的采样时间间隔tm，在采样间隔点，将当前时刻指令角动量Hc以及步骤(1)得到的累加值hIpre相加后作为存储量uhpre进行存储，其计算公式如下：
uhpre＝Hc+hIpre (2)；
(3)在姿态姿态敏感器失效时刻，计算姿态敏感器失效时刻角动量hc(tfail)与上一周期相应时刻存储量uhpre(tfail-Torbit)的差值C1，其计算公式如下：
C1＝hc(tfail)-uhpre(tfail-Torbit) (3)；
式(3)中，tfail为姿态姿态敏感器失效时刻；Torbit为卫星轨道周期；hc(tfail)为失效时刻飞轮角动量，根据飞轮测量的返回转速确定。
(4)计算姿态姿态敏感器失效后每个控制周期的指令角动量Hc，其计算公式如下：
Figure GDA0003061039660000044
其中，Tm为当前节拍磁卸载力矩，
Figure GDA0003061039660000045
为失效后惯性坐标系相对于卫星本体坐标系的速度在卫星本体坐标系下的投影；hc为姿态敏感器失效后当前节拍飞轮角动量，根据飞轮测量的返回转速确定；
Figure GDA0003061039660000046
的积分初值为零；uhpre′为在tm内第k个控制周期的输出值，其由线性插值的方式得到。
本发明的方法，在卫星姿态姿态敏感器未失效情况下，每隔一定采样时间存储角动量信息，当姿态姿态敏感器失效后，根据前一轨道相应的存储量求取当前时刻的指令角动量，以完成卫星的姿态控制，其原理清晰，算法简单，星载软件容易实现。
在步骤1中，当有陀螺测量信息时，
Figure GDA0003061039660000051
取陀螺测量值；无陀螺测量信息时，
Figure GDA0003061039660000052
取常值为[0 -ωo 0]T，ωo为轨道角速度。
在步骤(1)中，hcpre根据正常情况下飞轮测量的返回转速确定。
在步骤(1)中，hIpre的积分初值在每个采样间隔点时清零。
在步骤2中，时间采样间隔tm不宜取得过长或过短，为4s～20s，过长将导致存储量较多，占用星载计算机的宝贵资源；过短将严重丢失低频项信息，数据重复使用时控制误差较大。
在步骤2中，系统所需要存储的数据量的个数Torbit/tm个，当一个轨道周期结束后，用新的数据替换原来的数据即可，总的存储数量的个数仍然为Torbit/tm。
在步骤(3)中，hc(tfail)为失效时刻飞轮角动量，根据失效时刻飞轮测量的返回转速确定。
在步骤(4)中，
Figure GDA0003061039660000053
取常值为[0 -ωo 0]T，ωo为轨道角速度。
在步骤4中，uhpre′线性插值的方式为：假设两个采样点的时间间隔为tm，并且tm为控制周期的m倍，在采样点得到的存储量分别为
Figure GDA0003061039660000054
与
Figure GDA0003061039660000055
则在tm内第k个控制周期的输出值uhpre′的计算公式如下：
Figure GDA0003061039660000056
综上所述，本发明的方法能够确定卫星姿态敏感器失效情况下的指令角动量，以完成卫星的姿态控制，其原理清晰，算法简单，星载软件容易实现。
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 (9)

1.一种基于角动量信息重复使用的卫星姿态控制方法，其特征在于，该方法包含：
步骤1、在星载软件的每个控制周期内，计算磁卸载力矩Tmpre与角动量相关项
Figure FDA0003061039650000011
的差值，并对该差值进行积分累加得到累加值hIpre，如下公式(1)：
Figure FDA0003061039650000012
式(1)中，
Figure FDA0003061039650000013
为正常情况下惯性坐标系相对于卫星本体坐标系的速度在卫星本体坐标系下的投影，hcpre为姿态敏感器正常情况下当前节拍飞轮角动量；
步骤2、设置合适的采样时间间隔tm，在采样间隔点，将当前时刻指令角动量Hc以及步骤1得到的累加值hIpre相加后作为存储量uhpre进行存储，如下公式(2)：
uhpre＝Hc+hIpre (2)；
步骤3、在姿态敏感器失效时刻，计算姿态敏感器失效时刻角动量hc(tfail)与上一周期相应时刻存储量uhpre(tfail-Torbit)的差值C1，如下公式(3)：
C1＝hc(tfail)-uhpre(tfail-Torbit) (3)；
式(3)中，tfail为姿态敏感器失效时刻；Torbit为卫星轨道周期；hc(tfail)为失效时刻飞轮角动量；
步骤4、计算姿态敏感器失效后每个控制周期的指令角动量Hc，如下公式(4)：
Figure FDA0003061039650000014
式(4)中，Tm为当前节拍磁卸载力矩；
Figure FDA0003061039650000015
为失效后惯性坐标系相对于卫星本体坐标系的速度在卫星本体坐标系下的投影；hc为姿态敏感器失效后当前节拍飞轮角动量；
Figure FDA0003061039650000016
的积分初值为零；u′hpre为在tm内第k个控制周期的输出值，其由线性插值的方式得到。
2.根据权利要求1所述的基于角动量信息重复使用的卫星姿态控制方法，其特征在于，在步骤1中，当有陀螺测量信息时，
Figure FDA0003061039650000021
取陀螺测量值；无陀螺测量信息时，
Figure FDA0003061039650000022
取常值为[0-ωo 0]T，ωo为轨道角速度。
3.根据权利要求1所述的基于角动量信息重复使用的卫星姿态控制方法，其特征在于，在步骤1中，所述hcpre根据正常情况下飞轮测量的返回转速确定。
4.根据权利要求1所述的基于角动量信息重复使用的卫星姿态控制方法，其特征在于，在步骤1中，所述hIpre的积分初值在每个采样间隔点时清零。
5.根据权利要求1所述的基于角动量信息重复使用的卫星姿态控制方法，其特征在于，在步骤2中，所述tm为4s～20s。
6.根据权利要求1所述的基于角动量信息重复使用的卫星姿态控制方法，其特征在于，在步骤2中，在一个轨道周期内，存储量的个数为Torbit/tm；当一个轨道周期结束后，进行数据更新。
7.根据权利要求1所述的基于角动量信息重复使用的卫星姿态控制方法，其特征在于，在步骤3中，所述hc(tfail)根据失效时刻飞轮测量的返回转速确定。
8.根据权利要求1所述的基于角动量信息重复使用的卫星姿态控制方法，其特征在于，在步骤4中，
Figure FDA0003061039650000023
取常值为[0 -ωo 0]T，ωo为轨道角速度。
9.根据权利要求1所述的基于角动量信息重复使用的卫星姿态控制方法，其特征在于，在步骤4中，所述uhpre′的计算方法为：设定两个采样点的采样时间间隔tm为控制周期的m倍，在两个采样点得到的存储量分别用
Figure FDA0003061039650000024
和
Figure FDA0003061039650000025
表示，则在tm内第k个控制周期的输出值uhpre′如下公式(5)：
Figure FDA0003061039650000026
CN201811517443.2A 2018-12-12 2018-12-12 一种基于角动量信息重复使用的卫星姿态控制方法 Active CN109625330B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811517443.2A CN109625330B (zh) 2018-12-12 2018-12-12 一种基于角动量信息重复使用的卫星姿态控制方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811517443.2A CN109625330B (zh) 2018-12-12 2018-12-12 一种基于角动量信息重复使用的卫星姿态控制方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109625330A CN109625330A (zh) 2019-04-16
CN109625330B true CN109625330B (zh) 2021-09-03

Family

ID=66073215

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201811517443.2A Active CN109625330B (zh) 2018-12-12 2018-12-12 一种基于角动量信息重复使用的卫星姿态控制方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109625330B (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111319794B (zh) * 2020-02-25 2021-10-01 上海航天控制技术研究所 一种适用于火星探测制动捕获期间推进自主故障处理方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6550721B2 (en) * 2000-03-09 2003-04-22 The Boeing Company Safing mode for high momentum states in body stabilized spacecraft
CN101301934A (zh) * 2008-04-22 2008-11-12 北京航空航天大学 一种双框架磁悬浮控制力矩陀螺控制系统
CN103112603A (zh) * 2013-01-30 2013-05-22 北京控制工程研究所 欠驱动高速自旋卫星建立正常姿态的方法
CN106184819A (zh) * 2016-09-09 2016-12-07 上海航天控制技术研究所 一种姿态机动自适应轨迹规划方法

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6550721B2 (en) * 2000-03-09 2003-04-22 The Boeing Company Safing mode for high momentum states in body stabilized spacecraft
CN101301934A (zh) * 2008-04-22 2008-11-12 北京航空航天大学 一种双框架磁悬浮控制力矩陀螺控制系统
CN103112603A (zh) * 2013-01-30 2013-05-22 北京控制工程研究所 欠驱动高速自旋卫星建立正常姿态的方法
CN106184819A (zh) * 2016-09-09 2016-12-07 上海航天控制技术研究所 一种姿态机动自适应轨迹规划方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN109625330A (zh) 2019-04-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110411438B (zh) 一种基于多星敏感器的自适应组合确定卫星姿态角的方法
CN100529667C (zh) 一种自主恢复轨控故障时的星敏感器定姿方法
US7739045B2 (en) Rapid self-alignment of a strapdown inertial system through real-time reprocessing
US6681182B2 (en) Fault detection pseudo gyro
CN106568436B (zh) 一种利用陀螺修正星敏感器轨道周期系统误差的方法
Abdelrahman et al. Simultaneous spacecraft attitude and orbit estimation using magnetic field vector measurements
CN105571578B (zh) 一种利用伪观测取代精密转台的原地旋转调制寻北方法
CN108981709B (zh) 基于力矩模型辅助的四旋翼横滚角、俯仰角容错估计方法
CN112414413B (zh) 一种基于相对角动量的仅测角机动检测及跟踪方法
CN109781117B (zh) 一种组合定位方法和系统
US7606665B2 (en) System and method for employing an aided-alignment mode to align an inertial reference system
WO2015189184A1 (de) Verfahren und system zur initialisierung eines sensorfusionssystems
CN112129321B (zh) 陀螺零偏标定值确定方法、装置及计算机存储介质
CN110779545A (zh) 地外天体软着陆探测器低采样频率条件下着陆指标评价方法
CN109625330B (zh) 一种基于角动量信息重复使用的卫星姿态控制方法
CN108490973B (zh) 航天器编队相对轨道确定方法及装置
CN110779532A (zh) 一种应用于近地轨道卫星的地磁导航系统及方法
CN114413895A (zh) 光纤陀螺旋转惯导联合定位方法、装置、设备及介质
Hajiyev et al. Gyroless attitude and rate estimation of small satellites using singular value decomposition and extended Kalman filter
CN116499493A (zh) 一种基于低频逆向滤波的惯导快速对准方法
EP1943481B1 (en) System and method for employing an aided-alignment mode to align an inertial reference system
CN113916261B (zh) 基于惯性导航优化对准的姿态误差评估方法
CN107132850B (zh) 基于角速度跟踪的变轨姿态保持控制方法
CN109781103A (zh) 基于双超平台的姿态角速度测量方法及系统
CN112484731B (zh) 一种高精度实时飞行导航计算方法

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