CN109911250A - 一种新型磁测磁控速率阻尼的方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种控制速率阻尼的方法，包括下列步骤：根据当前拍与上一拍地磁场矢量的测量值B_b和B_b ^—确定星体的角速率计算相平面中心O到C的矢径B_b ⁺⁺；根据相平面中心O到C的矢径B_b ⁺⁺和当前拍地磁场矢量的测量值B_b确定磁力矩器的期望输出磁矩；以及根据期望输出磁矩驱动磁力矩器。通过本发明，可以在星体角速率小于180/ΔT(°/s)的情况下，准确地确定磁力矩器的期望输出磁矩，从而施加精确的阻尼。

Description

一种新型磁测磁控速率阻尼的方法

技术领域

本发明总体而言涉及航空航天技术领域，具体而言涉及一种新型磁测磁控速率阻尼的方法。

背景技术

在星箭分离后，卫星的初始分离角速度需进行阻尼控制；另外，卫星平台自身所引发的内源性大角速率更需要进行及时施加阻尼。高轨卫星可采用陀螺仪测量角速度，并采用推力器或动量轮施加阻尼；对于低轨道、低成本微纳卫星，磁强计和磁力矩器是重要且可靠的姿控单机，故可采用磁测磁控方案施加阻尼。

在卫星姿态翻转过程中，考虑到星体系下地磁场矢量呈球状分布，无法依据磁测数据准确判定姿态的翻转方向。默认星体角速率较小，B-dot算法可以顺利确定可有效阻尼的控制指令；但在星体角速率大于180/ΔT(°/s)的情况下(为ΔT姿态控制系统控制周期)，B-dot算法无法识别星体翻转方向，进而趋于采信较小的角速率数值，而相应的方向与星体实际翻转方向相反；采用错误的角速率数值解算所得的控制指令将无法实现速率阻尼。

事实上，现有的B-dot阻尼算法及其变种能够实现有效阻尼的最大角速率上限远小于180/ΔT(°/s)，无法应对星体角速率因初始分离、推力器故障等而过大的场景；基于磁强计多拍测量信息进行星体角速率估算，进而采用角速率反馈方式完成阻尼控制的方法可以实现较大角速率的阻尼控制，但由于估算的星体角速度矢量与真实值有较大偏差，故控制效率较低。

发明内容

本发明的任务是提供一种一种新型磁测磁控速率阻尼的方法，通过该方法，可以在星体角速率小于180/ΔT(°/s)的情况下，准确地确定磁力矩器的期望输出磁矩，从而施加精确的阻尼。

根据本发明，该任务通过一种控制速率阻尼的方法来解决，该方法包括下列步骤：

根据当前拍与上一拍地磁场矢量的测量值B_b和B_b ^—确定星体的角速率

计算相平面中心O到C的矢径B_b ⁺⁺；

根据相平面中心O到C的矢径B_b ⁺⁺和当前拍地磁场矢量的测量值B_b确定磁力矩器的期望输出磁矩；以及

根据期望输出磁矩驱动磁力矩器。

在本发明的一个优选方案中规定，该方法还包括下列步骤：

根据当前拍与上一拍地磁场矢量的测量值B_b和B_b ^—和相平面中心O到C的矢径B_b ⁺⁺确定地磁场变化率矢量r_ΔB；

根据地磁场变化率矢量r_ΔB和当前拍地磁场矢量的测量值B_b确定磁力矩器工作结束时对应的地磁场矢量B_b ^E；以及

用当前拍地磁场矢量的测量值B_b和所述地磁场矢量B_b ^E分别替代当前拍与上一拍地磁场矢量的测量值B_b和B_b ^—以便用于下一拍的计算。

在本发明的另一优选方案中规定，根据当前拍与上一拍地磁场矢量的测量值B_b和B_b ^—确定星体的角速率包括下列步骤：

根据下列公式计算星体的角速率

在本发明的又一优选方案中规定，该方法还包括下列步骤：

在的情况下，根据下列公式确定磁力矩器的期望输出磁矩m：

m＝m₀·sgn(B_b-B_b ^-)，

其中m₀为磁力矩器的额定输出磁矩。

在本发明的另一优选方案中规定，计算相平面中心O到C的矢径B_b ⁺⁺包括下列步骤：

按照下列公式根据当前拍与上一拍地磁场矢量的测量值B_b和B_b ^—确定表征矢量变化率的矢量Ω：

Ω＝B_b ^-×B_b；

根据下列公式确定与矢量Ω和当前拍磁场矢量的测量值B_b相垂直的单位矢量L：

根据下列公式确定相平面中心O到A的距离：

根据下列公式计算相平面中心O到C的矢径B_b ⁺⁺：

本发明至少具有如下有益效果：本发明基于B-dot阻尼控制算法的原理，针对前一拍和当前拍测量得到的地磁场矢量，估算其变化率矢量，明确阻尼磁控开始时刻的地磁场矢量，并预测阻尼磁控结束时刻的地磁场矢量，之后求取地磁场矢量变化率，从而准确地确定磁力矩器的期望输出磁矩，进而根据期望输出磁矩更精准地驱动磁力矩器产生所期望的阻尼控制。

附图说明

下面结合附图参考具体实施例来进一步阐述本发明。

图1示出了修正的磁控对日自旋定向控制流程图。

图2示出了星体系下地磁场矢量示意图。

图3示出了速率阻尼过程中星体角速率变化曲线。以及

图4示出了速率阻尼过程中星体角速度模值变化曲线。

具体实施方式

应当指出，各附图中的各组件可能为了图解说明而被夸大地示出，而不一定是比例正确的。在各附图中，给相同或功能相同的组件配备了相同的附图标记。

在本发明中，除非特别指出，“布置在…上”、“布置在…上方”以及“布置在…之上”并未排除二者之间存在中间物的情况。此外，“布置在…上或上方”仅仅表示两个部件之间的相对位置关系，而在一定情况下、如在颠倒产品方向后，也可以转换为“布置在…下或下方”，反之亦然。

在本发明中，各实施例仅仅旨在说明本发明的方案，而不应被理解为限制性的。

在本发明中，除非特别指出，量词“一个”、“一”并未排除多个元素的场景。

在此还应当指出，在本发明的实施例中，为清楚、简单起见，可能示出了仅仅一部分部件或组件，但是本领域的普通技术人员能够理解，在本发明的教导下，可根据具体场景需要添加所需的部件或组件。

在此还应当指出，在本发明的范围内，“相同”、“相等”、“等于”等措辞并不意味着二者数值绝对相等，而是允许一定的合理误差，也就是说，所述措辞也涵盖了“基本上相同”、“基本上相等”、“基本上等于”。

另外，本发明的各方法的步骤的编号并未限定所述方法步骤的执行顺序。除非特别指出，各方法步骤可以以不同顺序执行。

本发明所要解决的技术问题是对既有的、仅采用磁强计进行测量和仅采用磁力矩器进行卫星速率阻尼控制的B-dot磁控阻尼方法进行适应性修改，实现大角速率场景下的阻尼控制。本发明提出一种有效的B-dot算法修正方法，该方法根据磁强计前后两拍测得的地磁场矢量，估算磁力矩器工作结束时对应的地磁场矢量，进而由磁力矩器开始工作及工作结束时刻对应的地磁场矢量确定地磁场矢量变化量矢量，进而确定磁力矩器的工作指令。

无论是外源或内源造成了星体角速率过大，若星体角速率小于180/ΔT(°/s)，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，应用本发明均可在有效时间完成阻尼。

下面根据具体实施例进一步阐述本发明。

图1示出了修正的磁控对日自旋定向控制流程图。应当指出，在本实施例中采用了一些可选步骤，而在其它实施例中，这些步骤不是必需的。

如图1所示为新型B-dot阻尼控制流程图，如图2所示为星体系下地磁场矢量示意图。由图1可知，适用于大角速率场景的新型B-dot阻尼控制可通过如下步骤实现：

步骤1、根据当前拍与上一拍地磁场矢量的测量值，估算星体角速率大小：

若满足：

则执行步骤2，否则跳转步骤11。

步骤2、根据前后两拍地磁矢量确定表征矢量变化率的矢量Ω：

Ω＝B_b ^-×B_b

其中，当前拍测得的地磁矢量为B_b，前一拍测得的地磁矢量为B_b ^—。

步骤3、计算与Ω和B_b相垂直的单位矢量L：

步骤4、计算直角三角形相似原理相关知识，可以求得相平面中心O到A的距离：

其中当前拍测得的地磁矢量为B_b，前一拍测得的地磁矢量为B_b ^—。

步骤5、计算相平面中心O到C的矢径：

其中，当前拍测得的地磁矢量为B_b，前一拍测得的地磁矢量为B_b ^—。

之后，跳转至步骤10。

步骤6、根据姿控系统的测量值在求解控制指令时是否延迟一拍，确定是否增加以下步骤7至步骤9的环节。若存在时间延迟，则执行步骤7。

步骤7、根据前后两拍地磁场矢量及步骤4所确定的相平面中心O到C的矢径，确定地磁场变化率矢量：

其中r_ΔB为在磁力矩器工作过程中的地磁场变化率矢量。

步骤8、根据r_ΔB和当前拍地磁场矢量确定磁力矩器工作结束时对应的地磁场矢量：

B_b ^E＝B_b+r_ΔB

其中B_b ^E为在磁力矩器工作结束时刻对应的地磁场矢量。

步骤9、采用B_b和B_b ^E分别替代B_b ^—和B_b，并跳转步骤1，为下一拍计算作准备。

步骤10、确定磁力矩器的输出磁矩：

m＝m₀·sgn(B_b ⁺⁺-B_b)

其中m为期望输出磁矩，m₀为磁力矩器额定输出磁矩。

步骤11、小角速率情况下确定磁力矩器输出磁矩：

m＝m₀·sgn(B_b-B_b ^-)

其中m为期望输出磁矩，m₀为磁力矩器额定输出磁矩。

步骤12、根据期望输出磁矩，驱动磁力矩器工作，完成本拍的阻尼控制。

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：97.5°/s

俯仰角速度：97.5°/s

滚转角速度：97.5°/s

角速度模值：168.87°/s

(2)航天器初始姿态为：

偏航角：-40°

俯仰角：83.75°

滚转角：90°

(3)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

(4)航天器轨道参数为：

高度为500km的晨昏轨道。

(5)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3和图4为新型B-dot阻尼方法对应的大初始角速率情况下的速率阻尼仿真结果。仿真结果表明：在初始角速率模值小于180/ΔT(°/s)的条件下，虽然星体角速度很大，但采用新型B-dot阻尼方法仍可以在有限时间内完成速率阻尼；在星体角速度模值大于100°/s时，阻尼进程较慢，而在其小于100°/s时，阻尼进程明显变快；在星体角速度模值约小于20°/s时，用传统的B-dot阻尼控制方法可保证星体角速率平稳阻尼至零附近。

需要说明的是，本用例选取的是一条太阳同步轨道，磁力矩线绝大多数情况下与轨道面近似平行，故俯仰方向上的磁阻尼性能较弱；在三轴角速率均较大情况下，三轴间的相互耦合可以弥补俯仰轴控制能力的不足，但在仅俯仰角速度较大情况下，俯仰方向控制能力的不足将会降低磁阻尼可控的角速率门限。在本算例对应的条件下，磁阻尼可控的俯仰角速率门限上限为142°/s，而该值仍远高于传统的B-dot阻尼算法的可控上限及正常情况下可致的星体角速率上限。

可见，采用本发明所述方法可成功解决大角速率情况下的纯磁测磁纯阻尼问题，可在有限时间内完成星体角速率的阻尼。

本发明至少具有如下有益效果：本发明基于B-dot阻尼控制算法的原理，针对前一拍和当前拍测量得到的地磁场矢量，估算其变化率矢量，明确阻尼磁控开始时刻的地磁场矢量，并预测阻尼磁控结束时刻的地磁场矢量，之后求取地磁场矢量变化率，从而准确地确定磁力矩器的期望输出磁矩，进而根据期望输出磁矩更精准地驱动磁力矩器产生所期望的阻尼。

虽然本发明的一些实施方式已经在本申请文件中予以了描述，但是本领域技术人员能够理解，这些实施方式仅仅是作为示例示出的。本领域技术人员在本发明的教导下可以想到众多的变型方案、替代方案和改进方案而不超出本发明的范围。所附权利要求书旨在限定本发明的范围，并藉此涵盖这些权利要求本身及其等同变换的范围内的方法和结构。

Claims (5)

1.一种控制速率阻尼的方法，包括下列步骤：

根据当前拍与上一拍地磁场矢量的测量值B_b和B_b ^—确定星体的角速率

计算相平面中心O到C的矢径B_b ⁺⁺；

根据相平面中心O到C的矢径B_b ⁺⁺和当前拍地磁场矢量的测量值B_b确定磁力矩器的期望输出磁矩；以及

根据期望输出磁矩驱动磁力矩器。

2.根据权利要求1所述的方法，还包括下列步骤：

根据当前拍与上一拍地磁场矢量的测量值B_b和B_b ^—和相平面中心O到C的矢径B_b ⁺⁺确定地磁场变化率矢量r_ΔB；

根据地磁场变化率矢量r_ΔB和当前拍地磁场矢量的测量值B_b确定磁力矩器工作结束时对应的地磁场矢量B_b ^E；以及

用当前拍地磁场矢量的测量值B_b和所述地磁场矢量B_b ^E分别替代当前拍与上一拍地磁场矢量的测量值B_b和B_b ^—以便用于下一拍的计算。

3.根据权利要求1所述的方法，其中根据当前拍与上一拍地磁场矢量的测量值B_b和B_b ^—确定星体的角速率包括下列步骤：

根据下列公式计算星体的角速率

4.根据权利要求1所述的方法，还包括下列步骤：

在的情况下，根据下列公式确定磁力矩器的期望输出磁矩m：

m＝m₀·sgn(B_b-B_b ^-)，

其中m₀为磁力矩器的额定输出磁矩。

5.根据权利要求1所述的方法，其中计算相平面中心O到C的矢径B_b ⁺⁺包括下列步骤：

按照下列公式根据当前拍与上一拍地磁场矢量的测量值B_b和B_b ^—确定表征矢量变化率的矢量Ω：

Ω＝B_b ^-×B_b；

根据下列公式确定与矢量Ω和当前拍磁场矢量的测量值B_b相垂直的单位矢量L：

根据下列公式确定相平面中心O到A的距离：

根据下列公式计算相平面中心O到C的矢径B_b ⁺⁺：