CN111319791A - 一种适用于火星探测的姿态控制模式管理方法 - Google Patents

一种适用于火星探测的姿态控制模式管理方法 Download PDF

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Abstract

一种适用于火星探测的姿态控制模式管理方法，属于火星探测姿态控制模式管理技术领域，当面对能源危机，探测器控制系统以能源优先的原则切换控制模式，保障星上能源要求。当通讯链路中断的情况下，探测器将自主计算机动目标姿态，执行机动，尽快恢复对地通讯链路。载荷系统中高分相机的安全工作对探测器姿态控制有约束，在星上自主机动路径规划中需避免高分相机见太阳。本发明方法，在飞行过程中应合理设计姿态控制基准，在满足能源要求的前提下，需最大限度保障通讯链路安全和载荷工作的安全。

Description

一种适用于火星探测的姿态控制模式管理方法
技术领域
本发明涉及一种适用于火星探测的姿态控制模式管理方法，具体涉及一种适用于火星探测的多安全约束下姿态控制模式管理方法，属于火星探测姿态控制模式管理技术领域。
背景技术
我国将于2020年执行首次火星探测任务。在飞行过程中，对火星探测器的姿态控制有多项安全约束条件。例如能源安全、通讯链路安全和载荷工作安全。能源安全和通讯链路的畅通是探测器顺利执行飞行任务的关键，在飞行过程中应合理设计姿态控制基准；此外还需最大限度保障通讯链路安全和载荷工作的安全，只有通讯链路和载荷工作均安全，才能有效获取火星探测的数据，为火星探测提供数据基础。
发明内容
本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种适用于火星探测的姿态控制模式管理方法，当面对能源危机，探测器控制系统以能源优先的原则切换控制模式，保障星上能源要求。当通讯链路中断的情况下，探测器将自主计算机动目标姿态，执行机动，尽快恢复对地通讯链路。载荷系统中高分相机的安全工作对探测器姿态控制有约束，在星上自主机动路径规划中需避免高分相机见太阳。
本发明目的通过以下技术方案予以实现：
一种适用于火星探测的姿态控制模式管理方法，用于探测器的逃逸段和巡航段，包括如下步骤：
S1、将地火转移段+Xb轴对日定向目标姿态四元数作为探测器长期稳态的对日控制基准；同时探测器的定向天线指向地；
S2、如果探测器发生能源不足预警，将探测器的控制模式切换到飞轮粗对日模式，然后利用陀螺和模太控制用姿态四元数获得探测器的三轴姿态角，然后转入S3；否则直接转入S3；
S3、如果探测器发生通讯链路中断，探测器进行旋转机动，恢复通讯链路，然后转入S4；否则直接转入S4；
S4、如果探测器的高分相机直视太阳，则根据太阳矢量，使探测器的高分相机避开太阳，然后转入S5；否则直接转入S5；
S5、火星探测的姿态控制模式管理方法结束。
上述适用于火星探测的姿态控制模式管理方法，优选的，地火转移段+Xb轴对日定向目标姿态四元数qio为：
Figure BDA0002395447200000021
其中，q′io由姿态矩阵转换获得，dq为注数偏置。
上述适用于火星探测的姿态控制模式管理方法，优选的，利用陀螺和模太控制用姿态四元数获得探测器的三轴姿态角的方法为：将陀螺和模太控制用姿态四元数作为控制用的姿态四元数，并对控制用的姿态四元数进行归一化和正则化处理，获得探测器的三轴姿态角。
上述适用于火星探测的姿态控制模式管理方法，优选的，根据环绕器惯性角速度积分环绕器滚动角、环绕器俯仰太阳角、偏航太阳角，获得陀螺和模太控制用姿态四元数。
上述适用于火星探测的姿态控制模式管理方法，优选的，S3中探测器进行旋转机动的方法为：探测器首先绕对日轴旋转180°，然后再绕探测器的Y轴旋转。
上述适用于火星探测的姿态控制模式管理方法，优选的，探测器长期稳态的控制模式采用飞轮精对日模式或飞轮姿态机动模式或飞轮惯性保持模式或飞轮精对火模式或飞轮精对地模式。
本发明相比于现有技术具有如下有益效果：
(1)本发明为同时满足多种安全约束的姿态控制管理方法，具体体现在同时满足能源安全、通讯安全和载荷安全三方面；
(2)能源安全方面：火星探测器在巡航段为长期稳态对日模式，本发明以能源优先为原则，在保障探测器保障能源安全的同时尽可能得维持对地通讯链路。在发生能源危机情况后，本发明中探测器控制系统能自主切换控制模式与控制基准，尽快恢复对日能源，保障探测器安全，避免因测控通讯时延导致地面无法及时处置能源危机造成探测器断电的问题；
(3)通讯安全方面：近地卫星多为长期稳态精对地模式，使用全向天线，不会出现通讯链路中断的问题；火星探测器与地球距离远，天线波束角小，对天线的控制精度要求较高，若出现长时间对地通讯链路中断，本发明中的控制系统在识别出通讯中断后能自主进行调姿的目标基准计算，自主规划机动路径进行姿态机动，在探测器绕本体旋转的过程中使天线扫到地球，恢复通讯链路；
(4)载荷安全方面：近地卫星进行姿态机动为地面计算后上注机动策略，本探测器实现星上自主规划机动路径策略，自主规划中引入太阳矢量，规避探测器+Z面上的高分相机载荷见太阳，保障载荷的安全工作。
附图说明
图1为本发明方法的步骤流程图；
图2为太阳翼安装及极性示意图；
图3为定向天线驱动方向定义；
图4为环绕器坐标系定义；
图5为对日定向姿态基准。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步详细描述。
一种适用于火星探测的姿态控制模式管理方法，如图1所示，用于探测器的逃逸段和巡航段，包括如下步骤：
S1、将地火移段+Xb轴对日定向目标姿态四元数作为探测器在逃逸段和巡航段的长期稳态(即正常在轨运行，不进行人为的调姿或变轨)对日控制基准；同时探测器的定向天线指向地。其中探测器长期稳态的控制模式采用飞轮精对日模式或飞轮姿态机动模式或飞轮惯性保持模式或飞轮精对火模式或飞轮精对地模式。
地火转移段+Xb轴对日定向目标姿态四元数qio为：
Figure BDA0002395447200000041
其中，q′io由姿态矩阵转换获得，dq为注数偏置。
S2、如果探测器发生能源不足预警危机，将探测器的控制模式切换到飞轮粗对日(粗对日时敏感器采用陀螺和模太，相对的精对日时敏感器采用星敏)模式，然后利用陀螺和模太控制用姿态四元数获得探测器的三轴姿态角，然后转入S3；否则直接转入S3。
利用陀螺和模太控制用姿态四元数获得探测器的三轴姿态角的方法为：根据环绕器惯性角速度积分环绕器滚动角、环绕器俯仰太阳角、偏航太阳角，获得陀螺和模太控制用姿态四元数；将陀螺和模太控制用姿态四元数作为控制用的姿态四元数，并对控制用的姿态四元数进行归一化和正则化处理，获得探测器的三轴姿态角。
S3、如果探测器发生通讯链路中断，探测器进行旋转机动(探测器进行旋转机动的方法为：探测器首先绕对日轴旋转180°，然后再绕探测器的Y轴旋转)，恢复通讯链路，然后转入S4；否则直接转入S4。
S4、如果探测器的高分相机能够太阳，则根据太阳矢量，使探测器的高分相机避开太阳，然后转入S5；否则直接转入S5。
S5、火星探测的姿态控制模式管理方法结束。
实施例：
一种适用于火星探测的多安全约束下姿态控制模式管理方法，即一种适用于火星探测的姿态控制模式管理方法。该方法包含以下步骤：
S1、设计长期稳态控制姿态控制模式，即在满足能源要求的前提下，需最大限度保障通讯链路。考虑探测器(即环绕器)轨道及太阳翼和对地天线布局的位置(见图2～4)，在保障能源的同时，使定向天线约束对地，作为逃逸段和巡航段长期稳态对日基准，见图5。
具体的，根据J2000日心惯性系下环绕器位置矢量rs(3行1列)、地球位置矢量re(3行1列)。注数偏置dq，默认为[1，0，0，0]'。计算地火移段+Xb对日定向目标姿态四元数qio，作为逃逸段和巡航段长期稳态对日控制基准。
计算过程：
Tex＝[Xs,Ys,Zs]
其中：
rse＝re-rs
Figure BDA0002395447200000051
Figure BDA0002395447200000052
Figure BDA0002395447200000053
Zs＝Xs×Ys
将姿态矩阵Tex转换成四元数q′io；计算
Figure BDA0002395447200000054
对qio进行归一化，正则化处理。
S2、出现能源危机(能源不足)情况下的姿态控制处置方案：在稳态飞轮姿态机动模式、飞轮惯性保持模式、飞轮精对火模式、飞轮精对地模式下，当发生能源危机时，优先保障能源安全，控制模式切换到飞轮粗对日模式，星上自主计算控制用姿态。
S2.1、计算陀螺和模太控制用姿态四元数qbo_sg
利用环绕器惯性角速度积分环绕器滚动角φ，φ的初始值为0
φ＝φ+Tωxbi
Figure BDA0002395447200000061
其中，θ为模拟太阳角计计算的环绕器俯仰太阳角(单位弧度)；ψ为偏航太阳角(单位弧度)、ωxbi为环绕器惯性角速度、T为当前控制周期。
S2.2将陀螺+模太控制用姿态四元数qbo_sg赋给控制用的姿态四元数qbo，并对qbo进行归一化，正则化处理；计算控制用三轴姿态角
Figure BDA0002395447200000063
θb、ψb，完成姿态控制：
Figure BDA0002395447200000062
θb＝2qbo (2)
ψb＝2qbo (3)
S3、发生通讯中断情况下的姿态控制处置方案：当通讯链路发生异常时，控制系统自主进行目标姿态基准计算，完成精对日情况下绕X轴旋转180°,Qpe＝Qx×Qio；然后飞轮惯性保持模式下绕Y轴旋转，旋转角度可以选取180°，Qpe＝Qy×Qx×Qio。完成姿态机动后，尽快恢复通讯链路。
其中，当前精对日基准下的目标姿态四元数为Qio，绕X旋转四元数为Qx＝【0 1 00】，绕Y轴旋转四元数为Qy＝【0 0 1 0】；
S4、载荷工作安全要求高分相机不能见太阳，星上自主姿态机动规划路径时引入太阳矢量，规避探测器+Z见太阳。
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。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (6)

1.一种适用于火星探测的姿态控制模式管理方法，用于探测器的逃逸段和巡航段，其特征在于，包括如下步骤：
S1、将地火转移段+Xb轴对日定向目标姿态四元数作为探测器长期稳态的对日控制基准；同时探测器的定向天线指向地；
S2、如果探测器发生能源不足预警，将探测器的控制模式切换到飞轮粗对日模式，然后利用陀螺和模太控制用姿态四元数获得探测器的三轴姿态角，然后转入S3；否则直接转入S3；
S3、如果探测器发生通讯链路中断，探测器进行旋转机动，恢复通讯链路，然后转入S4；否则直接转入S4；
S4、如果探测器的高分相机直视太阳，则根据太阳矢量，使探测器的高分相机避开太阳，然后转入S5；否则直接转入S5；
S5、火星探测的姿态控制模式管理方法结束。
2.根据权利要求1所述的一种适用于火星探测的姿态控制模式管理方法，其特征在于，地火转移段+Xb轴对日定向目标姿态四元数qio为：
Figure FDA0002395447190000011
其中，q′io由姿态矩阵转换获得，dq为注数偏置。
3.根据权利要求1所述的一种适用于火星探测的姿态控制模式管理方法，其特征在于，利用陀螺和模太控制用姿态四元数获得探测器的三轴姿态角的方法为：将陀螺和模太控制用姿态四元数作为控制用的姿态四元数，并对控制用的姿态四元数进行归一化和正则化处理，获得探测器的三轴姿态角。
4.根据权利要求1所述的一种适用于火星探测的姿态控制模式管理方法，其特征在于，根据环绕器惯性角速度积分环绕器滚动角、环绕器俯仰太阳角、偏航太阳角，获得陀螺和模太控制用姿态四元数。
5.根据权利要求1所述的一种适用于火星探测的姿态控制模式管理方法，其特征在于，S3中探测器进行旋转机动的方法为：探测器首先绕对日轴旋转180°，然后再绕探测器的Y轴旋转。
6.根据权利要求1～5之一所述的一种适用于火星探测的姿态控制模式管理方法，其特征在于，探测器长期稳态的控制模式采用飞轮精对日模式或飞轮姿态机动模式或飞轮惯性保持模式或飞轮精对火模式或飞轮精对地模式。
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