CN109677638B - 一种基于地磁场测量参数的改进的纯磁控自旋对日定向方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种纯磁控自旋对日定向方法，包括：根据地磁矢量和太阳矢量确定星体角速度；根据计算得到的星体角速度，判断是否需要进行星体速率阻尼；如果不需要进行星体速率阻尼，则确定期望控制力矩T_desired；根据期望控制力矩反算磁力矩器对应的期望输出磁矩。本发明无须配置其它敏感单元或执行机构，可实现全天域、全状态下的磁控自旋对日定向。

Description

一种基于地磁场测量参数的改进的纯磁控自旋对日定向方法

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地磁场测量参数的改进的纯磁控自旋对日定向方法。

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。

卫星的对日定向对于能源获取至关重要，对于低轨道卫星而言，采用工作性能相对可靠的太阳敏感器、磁强计和磁力矩器实现卫星的对日定向关系到卫星的生命安全。考虑到磁控作用总是垂直于当地磁力线方向，纯磁控卫星的姿态稳定实际上是欠驱动的控制系统。当前比较有效的方法是采用自旋稳定的方法可以实现星体(太阳帆板)指向的稳态地日。但是，该方案存在一个重大缺陷，在某些情况下将无法形成磁控对日，甚至会实现反向对日，即太阳帆板的背面朝向太阳。

发明内容

针对现有技术中存在的技术问题，本发明仅采用太阳敏感器、磁强计和磁力矩器实现星体太阳帆板对日定向的姿态控制。

根据本发明的一个方面，提供一种纯磁控自旋对日定向方法，包括：

根据地磁矢量和太阳矢量确定星体角速度；

根据计算得到的星体角速度，判断是否需要进行星体速率阻尼；

如果不需要进行星体速率阻尼，则根据太阳矢量S_b与星体指定面法向矢量V_S，确定太阳角ε，并确定期望控制力矩中第一项：

根据地磁矢量测量结果，确定期望控制力矩第二项：

T₂＝k₂·(B_b ^-×B_b)；

期望控制力矩第三项按下式确定：

T₃＝k₃·(ω_bi-ω_desired)；

期望控制力矩T_desired为：

其中V_S为指定的星体面法向矢量，S_b为测得的太阳矢量，ε为太阳角，ω_bi为惯性系下的角速度矢量，由定姿单机所确定的姿态信息差分而得，ω_desired为期望的角速度矢量，k₁、k₂和k₃分别为对应于三个力矩项的系数，B_b表示当前拍的地磁场强度，B_b ^-表示前一拍的地磁场强度。

根据期望控制力矩反算磁力矩器对应的期望输出磁矩：

其中，m为期望输出磁矩。

在本发明的一个实施例中，如果需要进行星体速率阻尼，则确定地磁矢量变化率为：

其中，

表示当前拍的地磁场矢量变化率，B_b表示当前拍的地磁场强度，B_b ^-表示前一拍的地磁场强度，Δt表示姿态控制周期；

确定磁力矩器期望的输出磁矩：

其中m_x，m_y，m_z分别为磁矩矢量m的三个分量，分别对应三个磁力矩器的期望输出；m_max为磁力矩器的最大输出磁矩，系数0.5表示磁力矩器工作的占空比。

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，判断是否需要进行星体速率阻尼包括判断星体角速度的范数是否大于阈值。

在本发明的一个实施例中，如果星体角速度的范数是大于阈值，则需要进行星体速率阻尼，否则不需要进行星体速率阻尼。

在本发明的一个实施例中，根据地磁矢量和太阳矢量确定星体角速度包括：

根据双矢量定姿方案确定星体姿态矩阵；

根据姿态矩阵确定星体三轴姿态四元数q＝[q₁,q₂,q₃,q₄]^T；以及

根据前后两拍姿态信息确定星体角速度。

在本发明的一个实施例中，所述星体角速度为：

其中，q^k+1，q^k为相邻两次输出的四元数。

在本发明的一个实施例中，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。

在仅用太阳敏感器和磁强计进行测量且仅用磁力矩器进行控制的情况下，应用本发明可对自旋对日定向方案进行完善，保证控制系统可在有限时间内实现对日定向。该发明无须配置其它敏感单元或执行机构，可实现全天域、全状态下的磁控自旋对日定向。

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示出修正的磁控对日自旋定向控制流程图。

图2示出既有方案中航天器磁控对日过程中星体角速度变化曲线。

图3示出既有方案中航天器磁控对日过程中星体角速率变化曲线。

图4示出既有方案中航天器磁控对日过程中太阳角变化曲线。

图5示出改进方案中航天器磁控对日过程中星体角速度变化曲线。

图6示出改进方案中航天器磁控对日过程中星体角速率变化曲线。

图7示出改进方案中航天器磁控对日过程中太阳角变化曲线。

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对既有的、仅用太阳敏感器和磁强计进行测量和仅用磁力矩器进行星体对日定向控制的方案进行适应性修正，实现全天域、全状态的磁控自旋对日稳定。本发明提出一种有效的控制修正方法，不同于既有方法中采用太阳矢量的叉乘积作为阻尼项，该方法采用地磁矢量的叉乘积作为期望控制力矩中的阻尼项，可有效实现太阳角的比例微分PD控制，且在任何情况下均无须进行修正。

既有磁控自旋对日定向方法描述如下：

在星体角速度较小的情况下，磁控对日指向所对应的期望控制力矩采用下式给定：

上式[1]中，V_S为指定的星体面法向矢量，S_b与S_bdot为测得的太阳矢量及其变化率，公式中S_b上加一点，即为此处S_bdot，以下类似；ε为太阳角，ω_bi为惯性系下的角速度矢量，可由定姿单机所确定的姿态信息差分而得，ω_desired为期望的角速度矢量，k₁、k₂和k₃分别为对应于三个力矩项的系数。第三项系数k₃在太阳角较大时(如，大于45°时)置0。

本发明提出一种针对性的改进方案：期望控制力矩第一项和第三项不做任何改动；期望控制力矩第二项采用前后两拍测定的地磁矢量的叉乘积进行确定。

修正的控制力矩给定为：

下面结合附图和实例对本发明作进一步详细说明。

如图1所示，为改进后的磁控自旋对日定向控制控制流程图，由图可知，全天域、全状态下的磁控自旋对日定向控制可通过如下步骤实现：

步骤1、根据地磁矢量和太阳矢量确定星体角速度：

首先根据双矢量定姿方案确定星体姿态矩阵，之后根据姿态矩阵C_ob可以确定星体三轴姿态四元数q＝[q₁,q₂,q₃,q₄]^T。最后根据前后两拍姿态信息确定星体角速度：

其中，q^k+1，q^k为相邻两次输出的四元数，矩阵G(q)可写为：

步骤2、根据计算得到的星体角速度，判断是否需要阻尼。若满足：

||ω_bi||＞ω_threshold [5]

则应首先进行星体速率阻尼。首先根据磁强计当前拍输出B_b，确定当前拍地磁场变化率矢量：

其次根据B_dot阻尼算法确定磁力矩器期望的输出磁矩：

并执行步骤7；否则，执行步骤3。

式[7]中，m_x，m_y，m_z分别为磁矩矢量m的三个分量，分别对应三个磁力矩器的期望输出；m_max为磁力矩器的最大输出磁矩，系数0.5表示磁力矩器工作的占空比。

步骤3、根据太阳矢量S_b与星体指定面法向矢量V_S，确定太阳角ε，并确定期望控制力矩中第一项：

步骤4、根据地磁矢量测量结果，确定期望控制力矩第二项：

T₂＝k₂·(B_b ^-×B_b) [9]

步骤5、期望控制力矩第三项按下式确定：

T₃＝k₃·(ω_bi-ω_desired) [10]

其中，ω_desired为指定的星体自旋角速度矢量。

步骤6、根据期望控制力矩反算磁力矩器对应的期望输出磁矩

其中，m为期望输出磁矩，B_b为星体系下地磁矢量。

步骤7、根据期望输出磁矩，驱动磁力矩器工作，进行姿态控制。在必要的情况下，可根据磁力矩器能力对期望输出磁矩进行限幅处理。

以下通过数值仿真进行验证：

(1)设航天器初始角速度为：

偏航角速度：1/s

俯仰角速度：4°/s

滚转角速度：1/s

(2)期望自旋角速度为：[0 -2 0]°/s

(3)航天器初始姿态为：

偏航角：0

俯仰角：0

滚转角：0

(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至图4为既有方案的仿真结果。仿真结果表明：在一定初始条件下，虽然算法可以保证星体自旋，但由于算法自身的缺陷，卫星可能是反向对日自旋。既有方案期望控制力矩中的阻尼项可以分为沿太阳角方向分量和垂直于太阳角方向分量两部分，前者用于太阳角控制中的阻尼，后者用于星体角速率的阻尼。在太阳角接近90°时，既有方案期望控制力矩中的阻尼项将降小至0附近，其用于太阳角阻尼的部分几乎为0，太阳角控制出现振荡；在太阳角大于90°时，阻尼项中用于太阳角阻尼的部分发生符号改变，此时由于阻尼项的反向作用，太阳角将越控越大，最终停留在反向对日方向上；此后太阳角控制比例项与阻尼项分量相互掣肘，太阳角将永远无法降为小量。采用改进的磁控自旋对日定向方案可有效规避既有方案中控制发散的可能，太阳角可平稳控制在较小量级附近，可保证星上能源的充足供应。

图5至图7为改进方案对应的仿真结果。仿真结果表明：采用地磁场矢量的叉乘积作为期望控制力矩的阻尼项，可有效规避既有方案中控制发散的可能，同时，地磁场矢量的叉乘积阻尼项仅起阻尼作用，不会对太阳角大小的控制带来负面影响，太阳角可平稳控制在较小量级附近，可保证星上能源的充足供应。

可见，采用本发明所述方法成功解决了既有方案中特殊情况下太阳角控制发散的问题，可实现全天域、全状态情况下的太阳角控制。

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)

1.一种纯磁控自旋对日定向方法，包括：

根据地磁矢量和太阳矢量确定星体角速度；

根据计算得到的星体角速度，判断是否需要进行星体速率阻尼；

如果不需要进行星体速率阻尼，则根据太阳矢量S_b与星体指定面法向矢量V_S，确定太阳角ε，并确定期望控制力矩中第一项：

根据地磁矢量测量结果，确定期望控制力矩第二项：

T₂＝k₂·(B_b ^-×B_b)；

期望控制力矩第三项按下式确定：

T₃＝k₃·(ω_bi-ω_desired)；

期望控制力矩T_desired为：

其中V_s为指定的星体面法向矢量，S_b为测得的太阳矢量，ε为太阳角，ω_bi为惯性系下的角速度矢量，由定姿单机所确定的姿态信息差分而得，ω_desired为期望的角速度矢量，k₁、k₂和k₃分别为对应于三个力矩项的系数，B_b表示当前拍的地磁场强度，B_b ^-表示前一拍的地磁场强度，

根据期望控制力矩反算磁力矩器对应的期望输出磁矩：

其中，m为期望输出磁矩。

2.如权利要求1所述的纯磁控自旋对日定向方法，其特征在于，如果需要进行星体速率阻尼，则确定地磁矢量变化率为：

其中，

表示当前拍的地磁场矢量变化率，B_b表示当前拍的地磁场强度，B_b ^-表示前一拍的地磁场强度，Δt表示姿态控制周期；

确定磁力矩器期望的输出磁矩：

其中m_x，m_y，m_z分别为磁矩矢量m的三个分量，分别对应三个磁力矩器的期望输出；m_max为磁力矩器的最大输出磁矩，系数0.5表示磁力矩器工作的占空比。

3.如权利要求2所述的纯磁控自旋对日定向方法，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所述的纯磁控自旋对日定向方法，其特征在于，判断是否需要进行星体速率阻尼包括判断星体角速度的范数是否大于阈值。

5.如权利要求1所述的纯磁控自旋对日定向方法，其特征在于，

如果星体角速度的范数是大于阈值，则需要进行星体速率阻尼，否则不需要进行星体速率阻尼。

6.如权利要求1所述的纯磁控自旋对日定向方法，其特征在于，根据地磁矢量和太阳矢量确定星体角速度包括：

根据双矢量定姿方案确定星体姿态矩阵；

根据姿态矩阵确定星体三轴姿态四元数q＝[q₁，q₂，q₃，q₄]^T；以及

根据前后两拍姿态信息确定星体角速度。

7.如权利要求6所述的纯磁控自旋对日定向方法，其特征在于，所述星体角速度为：

其中，q^k+1，q^k为相邻两次输出的四元数，Δt表示姿态控制周期。

8.如权利要求1所述的纯磁控自旋对日定向方法，还包括：

根据所确定的磁力矩器的期望输出磁矩，驱动磁力矩器工作。

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