CN109625331A - 卫星控制器和卫星控制方法 - Google Patents

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Abstract

为了减少时延对姿态控制的影响，提高姿态控制的精度，本发明提供一种卫星控制器和卫星控制方法。所述卫星控制器包括：轨道控制器、姿态敏感器、姿态控制器和姿态执行器。所述姿态控制器通过推算得到时间同步的姿态数据和轨道数据，采用所述时间同步的姿态数据和轨道数据计算卫星的当前姿态和期望姿态，根据所述当前姿态和所述期望姿态输出姿态调整量，从而使卫星达到期望姿态。本发明还应用全球卫星定位系统提高时间同步的精度，进一步减少时延的影响。本发明还通过调整任务模式处理单元、轨控模式处理单元和/或工作模式处理单元到所述姿态控制器输出姿态调整量之后运行，进一步减少姿态控制的时延。

Description

卫星控制器和卫星控制方法
技术领域
本发明涉及卫星领域，尤其是卫星控制器和卫星控制方法。
背景技术
卫星的姿态是指卫星星体在轨道上运行所处的空间指向状态。例如，通信卫星通常运行在需要它的天线始终对准地面，对地观测卫星则要求它的观测仪器的窗口始终对准地面，因此需要控制卫星姿态。
卫星控制器一般包括轨道控制器、姿态敏感器、姿态调节器和姿态执行器。姿态敏感器的用于测量卫星的姿态数据，并传送给姿态控制器；姿态控制器根据姿态变化值计算出姿态调整量，并传递给姿态执行器。姿态执行器根据姿态调整量产生力矩，从而使卫星姿态恢复到正确的姿态。
在卫星姿态控制过程中的时延包括：测量时延，是指姿态敏感器在测量卫星姿态变化值时产生的时延，例如星敏感器刷新频率为10Hz时，会带来大约100ms时延；计算时延，是指姿态控制器从收到姿态数据和轨道数据到输出姿态调整量的时延；执行时延，是指姿态执行器从收到姿态调整量到产生力矩时的时延。
在卫星姿态控制过程中，时延影响姿态控制的精度。
发明内容
本法明要解决的技术问题是改进卫星控制器和卫星控制方法，减少时延对姿态控制的影响，提高姿态控制的精度。
为解决该技术问题，本发明提供一种卫星控制器，包括：轨道控制器，被配置为探测卫星的轨道数据和控制卫星的轨道；姿态敏感器，被配置为探测卫星的姿态数据；姿态控制器，被配置为接收所述姿态数据和所述轨道数据，通过推算得到时间同步的姿态数据和轨道数据，采用所述时间同步的姿态数据和轨道数据计算卫星的当前姿态和期望姿态，根据所述当前姿态和所述期望姿态输出姿态调整量；和姿态执行器，被配置为根据所述姿态调整量输出力矩，从而使卫星达到期望姿态。
进一步的，所述姿态控制器被配置为，以所述轨道数据的时间为基准或以所述姿态数据的时间为基准，通过推算得到时间同步的姿态数据和轨道数据。
进一步的，所述姿态敏感器探测的姿态数据包括星敏数据，所述姿态控制器通过推算得到与所述轨道数据时间同步的星敏数据。
进一步的，所述卫星控制器与至少一个全球卫星导航系统(GNSS)保持时间同步。
进一步的，所述全球卫星导航系统包括全球定位系统(GPS)、北斗卫星导航系统(BDS)或格洛纳斯系统(GLONASS)。
进一步的，所述卫星控制器还包括任务模式处理单元、轨控模式处理单元和/或工作模式处理单元，其配置为在所述姿态控制器输出姿态调整量之后运行。
本发明还提供了一种卫星控制方法，包括：探测卫星的轨道数据；探测卫星的姿态数据；推算得到时间同步的姿态数据和轨道数据；采用所述时间同步的姿态数据和轨道数据计算卫星的当前姿态和期望姿态；根据所述当前姿态和所述期望姿态输出姿态调整量；和根据所述姿态调整量输出力矩，从而使卫星达到期望姿态。
进一步的，所述的卫星控制方法，以所述轨道数据的时间为基准或以所述姿态数据的时间为基准，通过推算得到时间同步的姿态数据和轨道数据。
进一步的，所述的卫星控制方法，包括所述卫星控制器与至少一个全球卫星导航系统保持时间同步。
进一步的，所述的卫星控制方法，包括任务模式处理、轨控模式处理、和/或工作模式处理步骤，其中，将所述任务模式处理、轨控模式处理、和/或工作模式处理步骤置于输出姿态调整量之后运行。
附图说明
图1是本发明卫星控制器的一种实施方式的系统结构图；
图2是本发明卫星控制器的一种实施方式的时延分析图；
图3是本发明卫星控制器的应用全球卫星导航系统的一种实施方式；
图4是本发明卫星控制器的用于减少输出姿态调整量时延的一种实施方式
图5是本发明卫星控制方法的一种实施方式
具体实施方式
下面结合附图对本发明的具体实施方式做进一步详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。
在一个实施例中，如图1所示，本发明的卫星姿态控制器包括：轨道控制器1，被配置为探测卫星的轨道数据和控制卫星的轨道；姿态敏感器2，被配置为探测卫星的姿态数据；姿态控制器3，被配置为接收所述姿态数据和所述轨道数据，通过推算得到时间同步的姿态数据和轨道数据，采用时间同步的姿态数据和轨道数据计算卫星的当前姿态和期望姿态，根据所述当前姿态和所述期望姿态输出姿态调整量；和姿态执行器4，被配置为根据所述姿态调整量输出力矩，从而使卫星达到期望姿态。
应用时间同步的姿态数据和轨道数据可以减少测量时延对姿态控制的影响。
所述姿态敏感器2包括了陀螺仪21、星敏器22、磁强计23、太阳敏感器24。应当指出，所述姿态敏感器可以选择配置陀螺仪21、星敏器22、磁强计23、太阳敏感器24中至少一者，也可以包括其他探测器，例如红外地平仪、地球敏感器等用于增强姿态测量精度。
所述姿态执行器4包括推力器41、反作用轮42和磁力矩器43中至少一者。应当指出，所述姿态执行器4可以选择配置推力器41、反作用轮42和磁力矩器43至少一者，也可以包括其他力矩产生器。
所述姿态控制器3被配置为，以所述轨道数据的时间为基准或以所述姿态数据的时间为基准，通过推算得到时间同步的姿态数据和轨道数据。
在一个实施例中，如图2所示，以所述轨道数据的时间为基准，将所述姿态控制器3收到的姿态数据推算到轨道数据时间，从而得到时间同步的轨道数据和姿态数据。
在一个实施例中，所述姿态数据包括星敏感器22探测的星敏数据，星敏数据一般有100ms测量时延，而轨道数据通常有10ms的测量时延，因此所述姿态控制器3接收到的星敏数据实际上是早于接收到的轨道数据。所述姿态控制器3直接使用所述的接收到的星敏数据和轨道数据去计算，将导致得到的卫星当前姿态和期望姿态不准确，即姿态控制精度下降。因此，本发明配置姿态控制器3将收到的星敏数据向前推算到轨道数据对应的时间，得到时间同步的星敏数据和轨道数据，从而减少了星敏数据测量时延对姿态控制精度的影响。
应当指出，也可以采用其它时间基准，例如，选取轨道数据时间和姿态数据时间中的之间的一个时间，将姿态数据和轨道数据推算到所选取的时间，从而得到时间同步的姿态数据和轨道数据。
在一个实施例中，如图3所示，所述卫星控制器与至少一个全球卫星导航系统5保持时间同步。所述全球卫星导航系统5包括全球定位系统、北斗卫星导航系统或格洛纳斯系统。例如，所述卫星控制器接收全球定位系统的信号，从而保持卫星和全球定位系统的时间同步。应用全球定位系统，使卫星内部的时间与标准时间的偏差小于1微秒。高精度的时间同步将提高记录姿态数据和轨道数据的时间精度，从而提高推算时间同步的姿态数据和轨道数据的精度，从而改进姿态控制的精度。应当指出，所述全球卫星定位系统5也可以包含其他全球卫星导航系统或时钟同步系统，例如，伽利略定位系统。
在一个实施例中，如图4所述，所述卫星控制器还包括任务模式处理单元s1、轨控模式处理单元s2和/或工作模式处理单元s3，其配置为在所述姿态控制器3输出姿态调整量34之后运行。通常所述任务模式处理单元s1、所述轨控模式处理单元s2和/或所述工作模式处理单元s3，在所述姿态控制器3输出姿态调整量34之前执行，这样就会导致从计算当前姿态32和计算目标姿态33到输出调整姿态量34之间的时延增加，这些时延增加也会导致姿态控制精度下降。因此，将所述任务模式处理单元s1、所述轨控模式处理单元s2和/或所述工作模式出力单元s3配置为在所述姿态控制器输出姿态调整量34之后运行，可以减少时延增加姿态控制精度。如图2所示，在应用本实施例后，从计算当前姿态32和计算目标姿态33到输出姿态调整量34的时延小于10ms。
本发明还提供了一种卫星控制方法，如图5所述，包括：探测卫星的轨道数据30b；探测卫星的姿态数据30a；推算时间同步的姿态数据和轨道数据31；采用所述时间同步的姿态数据和轨道数据对卫星计算当前姿态32和计算期望姿态33；根据所述当前姿态和所述期望姿态输出姿态调整量34；和根据所述姿态调整量输出力矩35，从而使卫星达到期望姿态。
应当指出，所述步骤顺序可以调整，例如，计算当前姿态32和计算期望姿态33可以并行同时进行，也可以先进行计算当前姿态32，后进行计算期望姿态33。
在一个实施例中，所述卫星控制方法包括，所述卫星控制器与至少一个全球卫星导航系统5保持时间同步。
在一个实施例中，所述卫星控制方法还包括任务模式处理s1、轨控模式处理s2、和/或工作模式处理s3步骤，其中，将所述任务模式处理s1、轨控模式处理s2、和/或工作模式处理s3步骤置于输出姿态调整量34之后运行。
以上详细描述了本发明的较佳具体实施例。应当理解，本领域的普通技术人员无需创造性劳动就可以根据本发明的构思做出诸多修改和变化。因此，凡本技术领域中技术人员依本发明的构思在现有技术的基础上通过逻辑分析、推理或者有限的实验可以得到的技术方案，皆应在由权利要求书所确定的保护范围内。

Claims (10)

1.一种卫星控制器，其特征在于，包括：
轨道控制器，被配置为探测卫星的轨道数据和控制卫星的轨道；
姿态敏感器，被配置为探测卫星的姿态数据；
姿态控制器，被配置为接收所述姿态数据和所述轨道数据，通过推算得到时间同步的姿态数据和轨道数据，采用所述时间同步的姿态数据和轨道数据计算卫星的当前姿态和期望姿态，根据所述当前姿态和所述期望姿态输出姿态调整量；和
姿态执行器，被配置为根据所述姿态调整量输出力矩，从而使卫星达到期望姿态。
2.根据权利要求1所述的卫星控制器，其特征在于，所述姿态控制器被配置为，以所述轨道数据的时间为基准或以所述姿态数据的时间为基准，通过推算得到时间同步的姿态数据和轨道数据。
3.根据权利要求2所述的卫星控制器，其特征在于，所述姿态敏感器探测的姿态数据包括星敏数据，所述姿态控制器通过推算得到与所述轨道数据时间同步的星敏数据。
4.根据权利要求1至3任一所述的卫星控制器，其特征在于，所述卫星控制器与至少一个全球卫星导航系统保持时间同步。
5.根据权利要求4所述的卫星控制器，其特征在于，所述全球卫星导航系统包括全球定位系统、北斗卫星导航系统或格洛纳斯系统。
6.根据权利要求1所述的卫星控制器，其特征在于，所述卫星控制器还包括任务模式处理单元、轨控模式处理单元和/或工作模式处理单元，其配置为在所述姿态控制器输出姿态调整量之后运行。
7.一种卫星控制方法，其特征在于，包括：
探测卫星的轨道数据；
探测卫星的姿态数据；
推算得到时间同步的姿态数据和轨道数据；
采用所述时间同步的姿态数据和轨道数据计算卫星的当前姿态和期望姿态；
根据所述当前姿态和所述期望姿态输出姿态调整量；和
根据所述姿态调整量输出力矩，从而使卫星达到期望姿态。
8.根据权利要求7所述的卫星控制方法，其特征在于，以所述轨道数据的时间为基准或以所述姿态数据的时间为基准，通过推算得到时间同步的姿态数据和轨道数据。
9.根据权利要求7或8所述的卫星控制方法，其特征在于，所述卫星控制器与至少一个全球卫星导航系统保持时间同步。
10.根据权利要求7所述的卫星控制方法，其特征在于，还包括任务模式处理、轨控模式处理、和/或工作模式处理步骤，其中，将所述任务模式处理、轨控模式处理、和/或工作模式处理步骤置于输出姿态调整量之后运行。
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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110487260A (zh) * 2019-07-18 2019-11-22 南京航空航天大学 一种航天器姿态确定智能星敏感器及其姿态确定方法
CN113501142A (zh) * 2021-06-17 2021-10-15 北京控制工程研究所 一种多层并联反馈的航天器控制系统及方法
CN115303512A (zh) * 2022-08-10 2022-11-08 北京航天飞行控制中心 一种适用于剩余推进剂不足时的同步轨道卫星离轨控制方法

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH11208597A (ja) * 1998-01-27 1999-08-03 Mitsubishi Electric Corp 人工衛星の軌道制御装置
CN102289211A (zh) * 2011-06-24 2011-12-21 北京航空航天大学 一种基于多目标机的卫星姿态控制半物理仿真系统
CN102494686A (zh) * 2011-10-17 2012-06-13 北京国科环宇空间技术有限公司 一种卫星姿态轨道确定系统及方法
US20130327893A1 (en) * 2012-06-07 2013-12-12 Electronics And Telecommunications Research Institute Apparatus and method for controlling geostationary orbit satellite
CN106338296A (zh) * 2016-11-04 2017-01-18 上海航天控制技术研究所 一种双星敏感器在轨实时交互的修正方法
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
CN107364589A (zh) * 2017-07-04 2017-11-21 上海宇航系统工程研究所 基于多系绳连接点对空间失稳目标的绕飞消旋控制方法
CN107487458A (zh) * 2017-07-12 2017-12-19 南京航空航天大学 一种全电推进卫星平台姿轨控执行机构的系统
CN107747953A (zh) * 2017-10-25 2018-03-02 上海航天控制技术研究所 一种多敏感器数据与轨道信息时间同步方法

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH11208597A (ja) * 1998-01-27 1999-08-03 Mitsubishi Electric Corp 人工衛星の軌道制御装置
CN102289211A (zh) * 2011-06-24 2011-12-21 北京航空航天大学 一种基于多目标机的卫星姿态控制半物理仿真系统
CN102494686A (zh) * 2011-10-17 2012-06-13 北京国科环宇空间技术有限公司 一种卫星姿态轨道确定系统及方法
US20130327893A1 (en) * 2012-06-07 2013-12-12 Electronics And Telecommunications Research Institute Apparatus and method for controlling geostationary orbit satellite
CN106338296A (zh) * 2016-11-04 2017-01-18 上海航天控制技术研究所 一种双星敏感器在轨实时交互的修正方法
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
CN107364589A (zh) * 2017-07-04 2017-11-21 上海宇航系统工程研究所 基于多系绳连接点对空间失稳目标的绕飞消旋控制方法
CN107487458A (zh) * 2017-07-12 2017-12-19 南京航空航天大学 一种全电推进卫星平台姿轨控执行机构的系统
CN107747953A (zh) * 2017-10-25 2018-03-02 上海航天控制技术研究所 一种多敏感器数据与轨道信息时间同步方法

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110487260A (zh) * 2019-07-18 2019-11-22 南京航空航天大学 一种航天器姿态确定智能星敏感器及其姿态确定方法
CN113501142A (zh) * 2021-06-17 2021-10-15 北京控制工程研究所 一种多层并联反馈的航天器控制系统及方法
CN115303512A (zh) * 2022-08-10 2022-11-08 北京航天飞行控制中心 一种适用于剩余推进剂不足时的同步轨道卫星离轨控制方法
CN115303512B (zh) * 2022-08-10 2023-04-28 北京航天飞行控制中心 一种适用于剩余推进剂不足时的同步轨道卫星离轨控制方法

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