CN110667892B - 基于地磁测量的卫星消旋控制方法 - Google Patents

基于地磁测量的卫星消旋控制方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供了一种基于地磁测量的卫星消旋控制方法，包括以下步骤：根据卫星所在地磁场的磁感应强度在地心坐标系的坐标以及转换矩阵，建立卫星姿态矩阵；根据所述卫星姿态矩阵建立磁感应强度变化量相对于卫星姿态角速度的计算矩阵；测量所述磁感应强度的变化量，并根据该变化量和所述计算矩阵计算卫星的三轴角速度；根据所述三轴角速度对卫星进行消旋控制。本发明仅需测量磁场感应强度变化量作为控制器的输入，即可实现卫星消旋的目的，方法简单，可靠度高。

Description

基于地磁测量的卫星消旋控制方法
技术领域
本发明涉及卫星姿态控制的技术领域，特别涉及一种基于地磁测量的卫星消旋控制方法。
背景技术
在卫星刚刚入轨时，由于分离时的多方面原因，卫星的初始角速度可能比较大，达到1～5°/s的量级，在卫星从故障中恢复时，其角速度可能会更大，甚至达到10°/s，此时卫星的首要任务就是将卫星的初始角速度阻尼下来。现有的卫星基本都配置惯性姿态敏感器(陀螺)，使用陀螺的阻尼控制器由于三轴解耦，相对较为简单，易于工程实现，但在仅有陀螺测量卫星角速度的过程中，由于初入轨时的光学敏感器暂时没有输出或者输出不稳定，没有其他敏感器的输出比对的情况下，陀螺的故障判断有效性难以保证。采用地磁测量的方式确定三轴初始角速度，可作为陀螺测量故障判断的比对信息，且仅仅使用地磁测量信息就可以完成陀螺的速度阻尼，可靠度高，可以作为使用陀螺的速度阻尼方式的备份控制方式，提高卫星的可靠度。
发明内容
有鉴于此，本发明的主要目的在于提供一种基于地磁测量的卫星消旋控制方法，该方法仅需测量磁场感应强度变化量作为控制器的输入，即可实现卫星消旋的目的，方法简单，可靠度高。
本发明采用的技术方案为，一种基于地磁测量的卫星消旋控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
A、根据卫星所在地磁场的磁感应强度在地心坐标系的坐标以及转换矩阵，建立卫星姿态矩阵；
B、根据所述卫星姿态矩阵建立磁感应强度变化量相对于卫星姿态角速度的计算矩阵；
C、测量所述磁感应强度的变化量，并根据该变化量和所述计算矩阵计算卫星的三轴角速度；
D、根据所述三轴角速度对卫星进行消旋控制。
由上，本方法通过建立卫星姿态矩阵，并利用该卫星姿态矩阵进一步建立卫星所在地磁场的磁感应强度变化量与卫星姿态的矩阵关系，从而计算出卫星的三轴角速度，并利用该三轴角速度作为控制器的输入量对卫星进行消旋控制，该方法较为简单，忽略了地球自转角速度和轨道角速度等影响微小的变化量，只需测量当前时刻的磁感应强度的变化量，结合上一时刻的磁感应强度变化量即可计算出卫星的三轴角速度，从而利用相关控制器对卫星进行消旋控制，方法简单，可靠度高。
优选的，所述步骤A包括：
建立卫星所在地磁场的磁感应强度在地心坐标系中的坐标为：
[Bx,By,Bz]T；
则该磁感应强度在赤道地心惯性坐标系中的坐标为：
[Bix,Biy,Biz]T＝A1i[Bx,By,Bz]T，A1i为地心坐标系到赤道地心惯性坐标系的转换矩阵；
则该磁感应强度在卫星轨道坐标系中的坐标为：
[Box,Boy,Boz]T＝Aoi[Bix,Biy,Biz]T，Aoi为赤道地心惯性坐标系到卫星轨道坐标系的转换矩阵；
则该磁感应强度在卫星本体坐标系中的坐标为：
[Bbx,Bby,Bbz]T＝Abo[Box,Boy,Boz]T，Abo为卫星轨道坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵；
即卫星姿态矩阵为：
[Bbx,Bby,Bbz]T＝Abo Aoi A1i[Bx,By,Bz]T。
由上，参考国际地磁参考场IGRF给出的磁感应强度大小和磁偏角、磁倾角，即可建立卫星所在位置的地磁场的磁感应强度在地心坐标系中的坐标，并通过相关转换矩阵，即可计算出卫星姿态矩阵。
优选的，步骤B所述磁感应强度变化量相对于卫星姿态角速度的计算矩阵为：
Figure BDA0002256040200000031
Figure BDA0002256040200000032
为卫星姿态角速度，
Figure BDA0002256040200000033
为卫星所在位置的地磁场的磁感应强度。
由上，根据卫星姿态矩阵进行求导即可计算出磁感应强度变化量相对于地球自转角速度、卫星轨道角速度、卫星姿态角速度以及地磁场感应强度在卫星所在点的变化率的计算矩阵，但是由于地球自转角速度、卫星轨道角速度相对于卫星姿态角速度是一个小变化量(相差大概一个数量级)，因此可忽略不计，并且当控制周期在0.25s或1s时，卫星从地球的一个点到邻近点，地磁要素即磁感应强度变化率的变化十分微小，也可忽略不计，因此对计算矩阵进行简化后，可直接得到磁感应强度变化量相对于卫星姿态角速度的计算矩阵。
优选的，步骤C所述卫星的三轴角速度为：
Figure BDA0002256040200000034
Figure BDA0002256040200000035
Figure BDA0002256040200000036
测试当前时刻n和前一时刻n-1的磁感应强度，并根据下述迭代方程求解当前时刻n的所述三轴角速度：
Figure BDA0002256040200000037
Figure BDA0002256040200000038
Figure BDA0002256040200000039
T为磁感应强度的采集周期。
由上，通过测量卫星当前时刻和前一时刻的磁感应强度，以得到磁感应强度在相邻时刻的变化量，利用该磁感应强度变化量和上述计算矩阵，即可计算得到卫星的姿态角速度，即卫星的三轴角速度。
优选的，步骤C所述磁感应强度的变化量根据当前时刻的磁感应强度和前一时刻的磁感应强度计算得出。
由上，卫星所在地磁场在相邻时刻的磁感应强度的变化量可通过测量当前时刻的磁感应强度，并利用上一时刻的磁感应强度进行减法运算，即可得出。
优选的，所述当前时刻的磁感应强度和前一时刻的磁感应强度通过磁强计进行测量获取。
由上，可选用磁强计或其他敏感器对磁感应强度进行测量。
优选的，所述步骤D包括：
将计算出的所述三轴角速度作为控制器的输入量，对卫星进行角速度的消旋控制；
所述控制器包括磁力矩器或陀螺动量轮。
由上，通过将计算得到的卫星三轴角速度作为控制器的输入量，即可对卫星的姿态角速度进行消旋控制，其控制器可选用磁力矩器或陀螺动量轮等。
附图说明
图1为本发明基于地磁测量的卫星消旋控制方法的流程示意图。
具体实施方式
下面参照图1对本发明所述基于地磁测量的卫星消旋控制方法的具体实施方式及工作原理进行详细描述。
如图1所示，本发明提供的基于地磁测量的卫星消旋控制方法，包括以下步骤：
S100：根据卫星所在地磁场的磁感应强度在地心坐标系的坐标以及转换矩阵，建立卫星姿态矩阵；
本步骤中，设卫星所在位置的地磁场的磁感应强度为
Figure BDA0002256040200000051
单位是Wb/m2，其在地心坐标系中的坐标为[Bx,By,Bz]T，可由国际地磁参考场IGRF给出的磁感应强度大小和磁偏角、磁倾角计算得出；
设该磁感应强度
Figure BDA0002256040200000052
在赤道地心惯性坐标系中的坐标为[Bix,Biy,Biz]T，在轨道坐标系中的坐标为[Box,Boy,Boz]T，在卫星本体坐标系中的坐标为[Bbx,Bby,Bbz]T；
则该磁感应强度
Figure BDA0002256040200000053
在赤道地心惯性坐标系中的坐标为：
[Bix,Biy,Biz]T＝A1i[Bx,By,Bz]T，A1i为地心坐标系到赤道地心惯性坐标系的转换矩阵；
则该磁感应强度
Figure BDA0002256040200000054
在卫星轨道坐标系中的坐标为：
[Box,Boy,Boz]T＝Aoi[Bix,Biy,Biz]T，Aoi为赤道地心惯性坐标系到卫星轨道坐标系的转换矩阵；
则该磁感应强度
Figure BDA0002256040200000055
在卫星本体坐标系中的坐标为：
[Bbx,Bby,Bbz]T＝Abo[Box,Boy,Boz]T，Abo为卫星轨道坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵；
则卫星姿态矩阵为：
[Bbx,Bby,Bbz]T＝Abo Aoi A1i[Bx,By,Bz]T。
S200：根据所述卫星姿态矩阵建立磁感应强度变化量相对于卫星姿态角速度的计算矩阵；
本步骤通过对卫星姿态矩阵公式进行两边求导得到：
Figure BDA0002256040200000056
Figure BDA0002256040200000057
为在卫星本体坐标系中的坐标，其中
Figure BDA0002256040200000058
为地球自转角速度，大约为0.004°/s；
Figure BDA0002256040200000059
为轨道角速度，对于地球静止轨道卫星，该速度大约为0.004°/s，对于低轨(500-1000km高度)卫星，该速度大约为0.06°/s；
Figure BDA00022560402000000510
为卫星的姿态角速度；
Figure BDA00022560402000000511
为磁感应强度在卫星所在点的变化率在卫星本体坐标系中的坐标。
S300：测量所述磁感应强度的变化量，并根据该变化量和所述计算矩阵计算卫星的三轴角速度；
从式(1)看，由于地球自转角速度
Figure BDA0002256040200000061
卫星轨道角速度
Figure BDA0002256040200000062
相对于卫星姿态角速度
Figure BDA0002256040200000063
是一个小变化量(相差大概一个数量级)，因此可忽略不计；并且当控制周期在0.25s或1s时，卫星从地球的一个点到邻近的另一个点，地磁要素的变化十分微小，即磁感应强度变化率
Figure BDA0002256040200000064
也可忽略不计，因此对上述式(1)进行简化后，可直接得到磁感应强度变化量相对于卫星姿态角速度的计算矩阵：
Figure BDA0002256040200000065
即：在卫星本体坐标系中使用磁强计或其他敏感器测得的磁感应强度变化量
Figure BDA0002256040200000066
可以认为仅由卫星的姿态角速度
Figure BDA0002256040200000067
引起(在一些要求比较高的控制中，可以适当考虑轨道角速度的影响，本实施例中，不考虑轨道角速度的影响)；
磁感应强度的变化量
Figure BDA0002256040200000068
根据当前时刻测量获得的磁感应强度和前一时刻的磁感应强度计算得出；
卫星本体坐标系中，不考虑轨道角速度
Figure BDA0002256040200000069
的影响时，有下式成立：
Figure BDA00022560402000000610
Figure BDA00022560402000000611
Figure BDA00022560402000000612
磁感应强度变化量
Figure BDA00022560402000000613
和磁感应强度
Figure BDA00022560402000000614
在卫星本体坐标系中的坐标[Bbx,Bby,Bbz]T是测量值，那么可以唯一确定的卫星三轴角速度为：
Figure BDA00022560402000000615
Figure BDA00022560402000000616
Figure BDA00022560402000000617
或，
Figure BDA00022560402000000618
Figure BDA0002256040200000071
Figure BDA0002256040200000072
测试当前时刻n和前一时刻n-1的磁感应强度，并根据下述迭代方程求解当前时刻n的所述三轴角速度：
Figure BDA0002256040200000073
Figure BDA0002256040200000074
Figure BDA0002256040200000075
T为磁感应强度的采集周期。
S400：根据所述三轴角速度对卫星进行消旋控制；
将计算出的所述三轴角速度作为卫星的控制器的输入量，对卫星进行角速度的消旋控制，将卫星的初始角速度控制在0.1～0.3°/s范围内。本实施例中，根据卫星的配置和部件健康状态，可选用的控制器为磁力矩器或陀螺动量轮，其皆可实现上述控制。
值得说明的是，在完成卫星消旋控制后，使用导航系统确定出卫星运行的轨道，依然可以使用地磁测量进行卫星姿态确定。卫星姿态确定后，卫星轨道角速度在卫星本体系中的坐标
Figure BDA0002256040200000076
及地球自转角速度在卫星本体系中的坐标ωib＝Abi[ωix,ωiy,ωiz]T就能通过转换矩阵换算得出。只需要在上述控制器结构图中，加入一个偏置量，就可以消除轨道角速度和地球自转角速度对地磁场感应强度变化的影响。在对卫星稳定度要求更高的任务期间，也可以使用这种基于地磁测量的角速度控制方法，作为惯性定姿的一个备份手段，以提高卫星的可靠度。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种基于地磁测量的卫星消旋控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
A、根据卫星所在地磁场的磁感应强度在地心坐标系的坐标以及转换矩阵，建立卫星姿态矩阵：
建立卫星所在地磁场的磁感应强度在地心坐标系中的坐标为：
[Bx,By,Bz]T；
则该磁感应强度在赤道地心惯性坐标系中的坐标为：
[Bix,Biy,Biz]T＝A1i[Bx,By,Bz]T，A1i为地心坐标系到赤道地心惯性坐标系的转换矩阵；
则该磁感应强度在卫星轨道坐标系中的坐标为：
[Box,Boy,Boz]T＝Aoi[Bix,Biy，Biz]T，Aoi为赤道地心惯性坐标系到卫星轨道坐标系的转换矩阵；
则该磁感应强度在卫星本体坐标系中的坐标为：
[Bbx,Bby,Bbz]T＝Abo[Box,Boy,Boz]T，Abo为卫星轨道坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵；
即卫星姿态矩阵为：
[Bbx,Bby,Bbz]T＝Abo Aoi A1i[Bx,By,Bz]T；
B、根据所述卫星姿态矩阵建立磁感应强度变化量相对于卫星姿态角速度的计算矩阵：
Figure FDA0002919989730000011
Figure FDA0002919989730000012
为卫星姿态角速度，
Figure FDA0002919989730000013
为卫星所在位置的地磁场的磁感应强度；
C、测量所述磁感应强度的变化量，并根据该变化量和所述计算矩阵计算卫星的三轴角速度；
D、根据所述三轴角速度对卫星进行消旋控制。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤C所述卫星的三轴角速度为：
Figure FDA0002919989730000021
Figure FDA0002919989730000022
Figure FDA0002919989730000023
测试当前时刻n和前一时刻n-1的磁感应强度，并根据下述迭代方程求解当前时刻n的所述三轴角速度：
Figure FDA0002919989730000024
Figure FDA0002919989730000025
Figure FDA0002919989730000026
T为磁感应强度的采集周期。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤C所述磁感应强度的变化量根据当前时刻的磁感应强度和前一时刻的磁感应强度计算得出。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述当前时刻的磁感应强度和前一时刻的磁感应强度通过磁强计进行测量获取。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤D包括：
将计算出的所述三轴角速度作为控制器的输入量，对卫星进行角速度的消旋控制；
所述控制器包括磁力矩器或陀螺动量轮。
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