CN110816897A - 一种基于cmg系统的多模式转换控制方法 - Google Patents
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Abstract
一种基于CMG系统的多模式转换控制方法，属于航天器姿态控制技术领域。本发明首先根据轨道信息判断卫星位于任务阳照区、非任务阳照区还是阴影区，并给出当前区域的目标任务模式。若当前工作模式与目标任务模式不一致时，自主启动姿态机动模式进行工作模式的转换过渡。在姿态机动过程中，进行机动路径规划并实时根据目标姿态坐标系的变化对规划进行修正。采用前馈补偿和快速反馈相结合的控制方法，实现敏捷姿态机动。根据控制力矩陀螺构型实时解算伪逆操纵律将指令力矩转化为框架角速度机动指令。卫星姿态机动到位后自主转入目标任务模式。采用该方法很好地解决了卫星对日对地等多模式自主平稳转换的问题。
Description
技术领域
本发明涉及一种基于CMG系统的多模式转换控制方法，属于航天器姿态控制技术领域。
背景技术
基于CMG系统控制的卫星具有敏捷机动能力，为降低挠性帆板对卫星敏捷机动的不利影响，通常采用固定翼帆板配置。为保证整星能源，在轨道阳照区无任务时卫星对日定向使帆板对日充电，而在轨道阴影区时卫星对地定向保护相机光学设备热平衡。因此每个轨道周期至少有一次从对日定向到对地定向的状态转换和一次对地定向到对日定向的状态转换，每天的转换次数可达30次以上，这给采用地面指令或程控指令的方式进行对日对地转换操作带来极大的困难。另一方面，无论是对日定向还是对地定向的目标姿态坐标系均为非惯性系，如何保证平稳姿态转换控制也构成了极大的挑战。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种基于CMG系统的多模式转换控制方法，首先根据轨道信息判断卫星位于任务阳照区、非任务阳照区还是阴影区，并给出当前区域的目标任务模式。若当前工作模式与目标任务模式不一致时，自主启动姿态机动模式进行工作模式的转换过渡。在姿态机动过程中，进行机动路径规划并实时根据目标姿态坐标系的变化对规划进行修正。采用前馈补偿和快速反馈相结合的控制方法，实现敏捷姿态机动。根据控制力矩陀螺构型实时解算伪逆操纵律将指令力矩转化为框架角速度机动指令。卫星姿态机动到位后自主转入目标任务模式。采用该方法很好地解决了卫星对日对地等多模式自主平稳转换的问题。
本发明的技术解决方案是：一种基于CMG系统的多模式转换控制方法，包括如下步骤
根据本周期卫星轨道信息计算卫星当前轨道区域和目标任务模式；当且仅当当前卫星工作模式与目标任务模式不一致时，进入下一步；
启动姿态机动；姿态机动过程中，规划机动路径，并实时根据目标任务模式的姿态坐标系的变化对机动路径进行修正；采用前馈补偿和快速反馈相结合的控制方法计算指令力矩，根据卫星姿态控制力矩陀螺构型实时解算伪逆操纵律，将指令力矩转化为框架角速度机动指令，卫星根据所述框架角速度机动指令进行姿态机动；
实时获取卫星的姿态信息；根据姿态信息判断姿态机动是否到位，到位后转入目标任务模式，反之进入下一周期。
进一步地，所述目标任务模式包括对日定向模式、对地定向模式和惯性定向模式工作模式。
进一步地，所述规划机动路径的方法为BangBang机动规划或正弦机动规划。
进一步地，所述规划机动路径包括初始化计算和实时计算；所述初始化计算在启动姿态机动时执行，所述实时计算在每个周期执行。
进一步地，所述初始化计算的方法为：
计算目标坐标系相对于轨道系的初始四元数qt0＝Qa(Cso)；其中，Qa()是从方向余弦阵到四元数的转换函数，Cso为目标坐标系相对于轨道系的方向余弦矩阵；当目标任务模式为对地定向模式时，所述目标坐标系为对地定向坐标系，当目标任务模式为对日定向模式时，所述目标坐标系为对日定向坐标系；
计算机动相对四元数
其中，
表示四元数乘法计算，qbos为机动起点时刻的卫星本体相对于卫星轨道系的姿态四元数；
计算机动规划角度χm＝2arccos(nm)，机动规划方向矢量
其中arccos()为反余弦函数，和nm为别为qm的矢量部分和标量部分；
计算加速或减速段时长其中，amax为给定的规划最大角加速度幅值，
为规划最大角速度幅值；
依次计算加速段结束时刻tm1＝tm *+tr，减速段开始时刻tm2＝tm *+tr+(χm-amax·tr 2)/(amax·tr)，机动规划结束时刻tm3＝tm2+tr；其中tm *为机动起点时刻；若tm2<tm1，则将机动规划结束时刻调整为
将加速段结束时刻和减速段开始时刻调整为
进一步地，所述实时计算的方法为：
将机动规划轨迹划分为加速、匀速和减速三个阶段；
每个阶段根据匀加速及匀速运动公式实时计算对应每个时刻的机动规划角度、角速度和角加速度值。
进一步地，所述对机动路径进行修正的方法为：
根据目标坐标系相对于轨道系的实时方向余弦阵Cso计算实时目标四元数qt＝Qa(Cso)，然后计算实时目标相对于初始值的变化量
并根据计算结果对轨道系实时预规划四元数qro进行补偿，得到轨道系实时规划四元数
并根据qr＝Qa(Aq(qro)·Coi)和
计算得到卫星相对于地心惯性系实时规划后的姿态四元数qr和相对于地心惯性系实时规划后的角速度ωri；其中Aq()为由四元数到方向余弦阵的转换函数，Coi为轨道系相对于惯性系的转换矩阵，ω0为卫星所在位置轨道角速度的标量绝对值，Coi和ω0两者均由轨道计算给出，Cso为目标坐标系相对于轨道系的方向余弦矩阵；
为实时规划角速度标量，
为机动规划方向矢量，ωsi为目标坐标系相对于惯性系的角速度矢量。
进一步地，所述前馈补偿和快速反馈相结合的控制方法为：
计算控制误差四元数
其中qatt为星上定姿给出的卫星相对于地心惯性系的姿态四元数估计；
计算控制误差角速度ωc＝ωatt-ωri，其中ωatt为星上定姿给出的卫星相对于地心惯性系的角速度估计；
根据
计算期望控制力矩Tc；其中KPC，KDC为3乘3阶的控制参数矩阵，
和
分别为qc和ωc的矢量部分，Hsat为包括CMG系角动量在内的整星角动量，ar为实时规划角加速度标量，Jsat为整星惯量矩阵；
将所述期望控制力矩作为指令力矩。
进一步地，所述判断姿态机动是否到位的方法为：若当前星时t>tm3，且
和
连续tnorm秒满足
且
条件，则判断姿态机动到位，转入目标任务模式；反之，则判断姿态机动不到位；其中，tnorm、qnorm和ωnorm分别为机动到位判断时间参数，机动到位姿态误差判断阈值参数和机动到位角速度误差判断阈值参数。
进一步地，所述实时解算伪逆操纵律的方法如下：
根据C(δ)＝Acosδ-Bsinδ计算CMG系的力矩矩阵C(δ)；其中
δ＝[δ1,...,δn]T为各CMG的框架角测量值，n为CMG个数，
和
(i＝1,…,n)分别为各CMG框架角位于90度和0度时各CMG转子角动量的方向矢量；
根据
计算各CMG的框架角速度指令；其中h为单个CMG的标称转子角动量，λ为伪逆权系数，I3为三阶单位矩阵，Tc为期望控制力矩。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)本发明将轨道计算、机动规划、前馈补偿与反馈控制、伪逆操纵律等多学科知识有机结合起来，巧妙设计了一种基于CMG系统的多模式转换控制方法，与现有的地面指令或程控指令方式相比，可实现敏捷卫星对日对地等多模式的自主转换控制；
(2)本发明通过机动路径规划并在机动过程中根据目标姿态坐标系的变化实时对规划进行修正的方式，可实现敏捷卫星对日对地等多模式的自主平稳转换控制。
附图说明
图1为本发明的基于CMG系统的多模式转换控制方法流程图；
图2为本发明太阳矢量在轨道系Z轴分量Soz曲线；
图3为本发明星上定姿四元数qatt(实线)和对日定向坐标系相对于地心惯性系四元数qS(虚线)和对地定向坐标系相对于地心惯性系四元数qE(点线)曲线；
图4为本发明星上定姿角速度ωatt(实线)和对日定向坐标系相对于地心惯性系角速度ωS(虚线)和对地定向坐标系相对于地心惯性系四元数ωE(点线)曲线；
图5为CMG框架角(实线)曲线。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明进行进一步说明。
本发明提出一种基于CMG系统的多模式转换控制方法，如图1所示，本发明方法包括具体实施流程如下：
(1)根据本周期轨道信息计算卫星当前轨道区域和目标任务模式，当前卫星工作模式与目标任务模式不一致时自主启动姿态机动模式进行任务转换。
具体为：
以对日定向和对地定向任务转换为例，若太阳矢量在卫星轨道系Z轴分量Soz>SozEclipse，则卫星当前轨道区域为阴影区，目标任务模式为对地定向模式；否则卫星当前轨道区域为阳照区，目标任务模式为对日定向模式。SozEclipse为阳照区阴影区边界判断阈值参数。
若当前任务模式与目标任务模式不一致且不为姿态机动模式，则转入姿态机动模式。
(2)启动姿态机动；姿态机动过程中，进行机动路径规划并实时根据目标姿态坐标系的变化对规划进行修正。具体为：
姿态机动规划分为初始化计算和实时计算两部分，初始化计算在姿态机动模式启动时执行，实时计算在姿态机动模式的每个周期执行。
姿态机动规划的初始化计算如下：
计算目标坐标系相对于轨道系的初始四元数qt0＝Qa(Cso)，其中Qa()是从方向余弦阵到四元数的转换函数，Cso为目标坐标系相对于轨道系的方向余弦矩阵；这里目标坐标系当目标任务模式为对地定向模式时为对地定向坐标系，当目标任务模式为对日定向模式时为对日定向坐标系。
计算机动相对四元数
其中，
表示四元数乘法计算，记qbos的矢量部分和标量部分为别为
和nbos，则qbos -1的矢量部分和标量部分为别为
和nbos；qbos为机动起点时刻的卫星本体相对于卫星轨道系的姿态四元数
记qm的矢量部分和标量部分为别为
和nm，计算机动规划角度χm＝2arccos(nm)，机动规划方向矢量
其中arccos()为反余弦函数；
记加/减速段时长为tr，以BangBang机动规划为例，计算公式为
其中amax为给定的规划最大角加速度幅值，为规划最大角速度幅值；
并依次计算加速段结束时刻tm1＝tm *+tr，其中tm *为机动起点时刻，减速段开始时刻tm2＝tm *+tr+(χm-amax·tr 2)/(amax·tr)，机动规划结束时刻tm3＝tm2+tr，若tm2<tm1，则机动规划结束时刻调整为
加速段结束时刻和减速段开始时刻调整为
姿态机动规划的实时计算如下：
以BangBang机动规划为例，将机动规划轨迹划分为加速(tm *～tm1)、匀速(tm1～tm2)、减速(tm2～tm3)三个阶段，每个阶段根据匀加速及匀速运动公式计算对应每个时刻的机动规划角度、角速度和角加速度值。以加速段为例，记当前星时为t，依次计算得到实时规划角加速度标量ar＝amax，实时规划角速度标量
实时规划角度标量
机动预规划四元数
轨道系实时预规划四元数
姿态机动规划的实时修正计算如下：
根据目标坐标系相对于轨道系的实时方向余弦阵Cso计算实时目标四元数qt＝Qa(Cso)，然后计算实时目标相对于初始值的变化量
并根据计算结果对轨道系实时预规划四元数qro进行补偿，得到轨道系实时规划四元数
并根据以下公式计算得到卫星相对于地心惯性系实时规划后的姿态四元数qr和相对于地心惯性系实时规划后的角速度ωri：
qr＝Qa(Aq(qro)·Coi)，
其中Aq()为由四元数到方向余弦阵的转换函数，Coi为轨道系相对于惯性系的转换矩阵，ω0为卫星所在位置轨道角速度的标量绝对值，两者均由轨道计算给出。
所述实时计算的方法为：
将机动规划轨迹划分为加速、匀速和减速三个阶段；
每个阶段根据匀加速及匀速运动公式实时计算对应每个时刻的机动规划角度、角速度和角加速度值。
这里匀加速运动指角加速度为常值的运动，用于加速阶段和减速阶段的计算，匀速运动指角加速度为零的运动，用于匀速阶段的计算。
以加速段为例，记当前星时为t，依次计算得到实时规划角加速度标量ar＝amax，实时规划角速度标量
实时规划角度标量
机动预规划四元数
轨道系实时预规划四元数
(3)采用前馈补偿和快速反馈相结合的控制方法，计算指令力矩。具体为：
计算控制误差四元数
其中qatt为星上定姿给出的卫星相对于地心惯性系的姿态四元数估计；
计算控制误差角速度ωc＝ωatt-ωri，其中ωatt为星上定姿给出的卫星相对于地心惯性系的角速度估计；
按如下公式计算期望控制力矩Tc：
其中KPC，KDC为3乘3阶的控制参数矩阵，为qc的矢量部分，Hsat为包括CMG系角动量在内的整星角动量，Jsat为整星惯量矩阵。
(4)根据控制力矩陀螺构型实时解算伪逆操纵律将指令力矩转化为框架角速度机动指令，卫星根据所述框架角速度机动指令进行姿态机动。具体为：
按如下公式计算CMG系的力矩矩阵C(δ)：
C(δ)＝A cosδ-B sinδ，
其中
δ＝[δ1,...,δn]T为各CMG的框架角测量值，n为CMG个数；
其中
和
(i＝1,…,n)分别为各CMG框架角位于90度和0度时各CMG转子角动量的方向矢量；
以鲁棒伪逆操纵律为例，按如下公式计算各CMG的框架角速度指令：
(5)实时获取卫星的姿态信息；根据姿态信息判断姿态机动是否到位，到位后转入目标任务模式，反之进入下一周期。具体为：
若当前星时t>tm3，且步骤(3)中计算的
和
连续tnorm秒满足
且
条件，则判断姿态机动到位，转入目标任务模式。
下面结合实施例对本发明方法进行详细说明。
实施例1：某轨道高度500km太阳同步轨道卫星，初始位于阴影区，卫星处于对地定向模式。卫星各项参数如下表所示。
表1
按照本发明的基于CMG系统的多模式转换控制方法，模式转换全过程的仿真结果如图2～图5所示。其中图2是太阳矢量在轨道系Z轴分量Soz曲线，圆圈位置为Soz等于SozEclipse的位置。图3是星上定姿四元数qatt(实线)和对日定向坐标系相对于地心惯性系四元数qS(虚线)和对地定向坐标系相对于地心惯性系四元数qE(点线)曲线，如图所示机动前qatt与qE一致，机动到位后qatt与qS一致，模式之间实现了平稳转换。图4是星上定姿角速度ωatt(实线)和对日定向坐标系相对于地心惯性系角速度ωS(虚线)和对地定向坐标系相对于地心惯性系四元数ωE(点线)曲线，如图所示机动前ωatt与ωE一致，机动到位后ωatt与ωS一致，模式之间实现了平稳转换。图5是CMG框架角(实线)曲线，如图所示机动前和机动后CMG框架角均状态稳定，机动过程中快速平稳变化，实现了对地定向模式-姿态机动模式-对日定向模式的平稳转换。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。
Claims (10)
1.一种基于CMG系统的多模式转换控制方法，其特征在于，包括如下步骤
根据本周期卫星轨道信息计算卫星当前轨道区域和目标任务模式；当且仅当当前卫星工作模式与目标任务模式不一致时，进入下一步；
启动姿态机动；姿态机动过程中，规划机动路径，并实时根据目标任务模式的姿态坐标系的变化对机动路径进行修正；采用前馈补偿和快速反馈相结合的控制方法计算指令力矩，根据卫星姿态控制力矩陀螺构型实时解算伪逆操纵律，将指令力矩转化为框架角速度机动指令，卫星根据所述框架角速度机动指令进行姿态机动；
实时获取卫星的姿态信息；根据姿态信息判断姿态机动是否到位，到位后转入目标任务模式，反之进入下一周期。
2.根据权利要求1所述的一种基于CMG系统的多模式转换控制方法，其特征在于：所述目标任务模式包括对日定向模式、对地定向模式和惯性定向模式工作模式。
3.根据权利要求1所述的一种基于CMG系统的多模式转换控制方法，其特征在于：所述规划机动路径的方法为BangBang机动规划或正弦机动规划。
4.根据权利要求1所述的一种基于CMG系统的多模式转换控制方法，其特征在于：所述规划机动路径包括初始化计算和实时计算；所述初始化计算在启动姿态机动时执行，所述实时计算在每个周期执行。
5.根据权利要求4所述的一种基于CMG系统的多模式转换控制方法，其特征在于，所述初始化计算的方法为：
计算目标坐标系相对于轨道系的初始四元数qt0＝Qa(Cso)；其中，Qa()是从方向余弦阵到四元数的转换函数，Cso为目标坐标系相对于轨道系的方向余弦矩阵；当目标任务模式为对地定向模式时，所述目标坐标系为对地定向坐标系，当目标任务模式为对日定向模式时，所述目标坐标系为对日定向坐标系；
计算机动相对四元数
其中，
表示四元数乘法计算，qbos为机动起点时刻的卫星本体相对于卫星轨道系的姿态四元数；
计算机动规划角度χm＝2arccos(nm)，机动规划方向矢量其中arccos()为反余弦函数，
和nm为别为qm的矢量部分和标量部分；
计算加速或减速段时长
其中，amax为给定的规划最大角加速度幅值，
为规划最大角速度幅值；
依次计算加速段结束时刻tm1＝tm *+tr，减速段开始时刻tm2＝tm *+tr+(χm-amax·tr 2)/(amax·tr)，机动规划结束时刻tm3＝tm2+tr；其中tm *为机动起点时刻；若tm2<tm1，则将机动规划结束时刻调整为
将加速段结束时刻和减速段开始时刻调整为
6.根据权利要求4所述的一种基于CMG系统的多模式转换控制方法，其特征在于，所述实时计算的方法为：
将机动规划轨迹划分为加速、匀速和减速三个阶段；
每个阶段根据匀加速及匀速运动公式实时计算对应每个时刻的机动规划角度、角速度和角加速度值。
7.根据权利要求1所述的一种基于CMG系统的多模式转换控制方法，其特征在于，所述对机动路径进行修正的方法为：
根据目标坐标系相对于轨道系的实时方向余弦阵Cso计算实时目标四元数qt＝Qa(Cso)，然后计算实时目标相对于初始值的变化量
并根据计算结果对轨道系实时预规划四元数qro进行补偿，得到轨道系实时规划四元数
并根据qr＝Qa(Aq(qro)·Coi)和
计算得到卫星相对于地心惯性系实时规划后的姿态四元数qr和相对于地心惯性系实时规划后的角速度ωri；其中Aq()为由四元数到方向余弦阵的转换函数，Coi为轨道系相对于惯性系的转换矩阵，ω0为卫星所在位置轨道角速度的标量绝对值，Coi和ω0两者均由轨道计算给出，Cso为目标坐标系相对于轨道系的方向余弦矩阵；
为实时规划角速度标量，
为机动规划方向矢量，ωsi为目标坐标系相对于惯性系的角速度矢量。
8.根据权利要求7所述的一种基于CMG系统的多模式转换控制方法，其特征在于：所述前馈补偿和快速反馈相结合的控制方法为：
计算控制误差四元数
其中qatt为星上定姿给出的卫星相对于地心惯性系的姿态四元数估计；
计算控制误差角速度ωc＝ωatt-ωri，其中ωatt为星上定姿给出的卫星相对于地心惯性系的角速度估计；
根据
计算期望控制力矩Tc；其中KPC，KDC为3乘3阶的控制参数矩阵，
和
分别为qc和ωc的矢量部分，Hsat为包括CMG系角动量在内的整星角动量，ar为实时规划角加速度标量，Jsat为整星惯量矩阵；
将所述期望控制力矩作为指令力矩。
9.根据权利要求8所述的一种基于CMG系统的多模式转换控制方法，其特征在于，所述判断姿态机动是否到位的方法为：若当前星时t>tm3，且
和
连续tnorm秒满足
且
条件，则判断姿态机动到位，转入目标任务模式；反之，则判断姿态机动不到位；其中，tnorm、qnorm和ωnorm分别为机动到位判断时间参数，机动到位姿态误差判断阈值参数和机动到位角速度误差判断阈值参数。
10.根据权利要求1所述的一种基于CMG系统的多模式转换控制方法，其特征在于：所述实时解算伪逆操纵律的方法如下：
根据C(δ)＝Acosδ-Bsinδ计算CMG系的力矩矩阵C(δ)；其中
δ＝[δ1,...,δn]T为各CMG的框架角测量值，n为CMG个数，
和
(i＝1,…,n)分别为各CMG框架角位于90度和0度时各CMG转子角动量的方向矢量；
根据
计算各CMG的框架角速度指令；其中h为单个CMG的标称转子角动量，λ为伪逆权系数，I3为三阶单位矩阵，Tc为期望控制力矩。
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