CN111891402B - 一种基于自主机动的火星探测对地天线指向恢复方法 - Google Patents

一种基于自主机动的火星探测对地天线指向恢复方法 Download PDF

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CN111891402B CN202010623256.3A CN202010623256A CN111891402B CN 111891402 B CN111891402 B CN 111891402B CN 202010623256 A CN202010623256 A CN 202010623256A CN 111891402 B CN111891402 B CN 111891402B
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Abstract

本发明涉及一种基于自主机动的火星探测对地天线指向恢复方法，该方法的步骤包括：S1、在长期稳态飞行基准下，若高增益天线驱动异常，GNC根据最后一拍高增益天线驱动角，计算高增益天线对地指向目标姿态，自主规划机动路径机动至高增益天线对地指向目标姿态；S2、根据S1中的目标姿态计算，GNC根据器上飞轮力矩及角动量约束，自主进行路径规划，并计算机动路径过程中的控制四元数及控制用角速度；S3、若仍然无通信建立，则进入绕对日轴慢旋状态。本发明可根据在轨天线安装特性，自主进行无通信情况下的物理通信链路恢复，保障通信天线的对地姿态指向，保障该姿态下太阳翼具备驱动跟踪对日的能力。

Description

一种基于自主机动的火星探测对地天线指向恢复方法
技术领域
本发明涉及火星探测姿态控制技术，具体涉及一种基于自主机动的火星探测对地天线指向恢复方法。
背景技术
我国计划于2020年发射火星探测器，一次实现“绕”、“落”、“巡”的三步走流程。随着探测器的飞行，探测器距离火星越来越近，器地距离随之增加，相比于近地卫星，直接带来的影响就是通信延迟增大，无法实施实时的星地大回路控制，因此要求器上具备自主恢复通信功能的处置能力。
根据火星探测器对测控数传能力的需求不同，火星探测器配置高增益、低增益天线组合方式进行器地链路保障。由于天线波束限制，器上必须依靠GNC姿态的配合，才能保障对地通信。在故障情况下，GNC分系统需自主进行多次姿态机动及安全姿态的建立实现快速及最终姿态的保障。
国外深空探测过程中一般采用喷气慢旋姿态，该姿态可保持固定轴对地稳定，在对地稳定轴上安装通信天线，可保障通信链路的持续稳定。
一旦失去对地通信，则探测器与地面失联，目前国内外没有好的解决办法。
发明内容
本发明解决的技术问题是：为克服现有技术的不足，本发明提供了一种基于自主机动的火星探测对地天线指向恢复方法，在测控异常情况下，基于GNC姿态快速转动实现备份天线的对地指向，配合测控分系统完成主备功能切换。
本发明解决技术的方案是：
一种基于自主机动的火星探测对地天线指向恢复方法，用于器地通信异常情况下，配合综合电子实现天线波束指向，建立几何通信链路，该方法的步骤包括：
S1、在长期稳态飞行基准下，若高增益天线驱动异常，GNC根据最后一拍高增益天线驱动角，计算高增益天线对地指向目标姿态，自主规划机动路径机动至高增益天线对地指向目标姿态；
若中增益及低增益天线1通信异常，GNC计算低增益天线2对地指向目标姿态；
若增益天线无通信链路且中低增益天线切换后仍无通信，GNC自主进入绕X轴慢旋姿态实现由星敏感器到太阳敏感器切换；
S2、根据S1中的目标姿态计算，GNC根据器上飞轮力矩及角动量约束，自主进行路径规划，并计算机动路径过程中的控制四元数及控制用角速度；
根据当前对日姿态四元数与目标姿态四元数，计算误差四元数；
确定机动路径参数；
确定姿态机动的路径规划的路径；
确定闭环控制误差四元数及前馈控制力矩；
S3、若仍然无通信建立，则进入绕对日轴慢旋状态，其中俯仰和偏航轴依据模拟太阳角计直接测量带入控制器，进行解耦的闭环跟踪控制，滚动轴以陀螺测量角速度为测量值，以飞轮转速为输出量进行单比例闭环控制。
进一步的，长期稳态飞行基准四元数qs计算方法为：
Figure BDA0002563807320000021
Figure BDA0002563807320000022
qs＝C(Rs)
其中，
Figure BDA0002563807320000023
为地球指向探测器的矢量，
Figure BDA0002563807320000024
为探测器指向太阳的矢量，
Figure BDA0002563807320000025
分别为探测器本体x，y，z轴在地球J2000惯性系下的表示；Rs为地球J2000惯性系到长期稳态飞行基准的姿态转换矩阵；C为姿态矩阵转四元数算法，qs为对日基准四元数。
进一步的，高增益天线对地指向目标姿态计算方法为：
本体系下的高增益天线电轴指向
Figure BDA0002563807320000031
其中，Rx(·)，Ry(·)为绕x，y轴旋转矩阵计算方法，α为高增益天线二维驱动X轴当前角度，β为高增益天线二维驱动Y轴当前角度，Rg为高增益天线安装矩阵；
计算高增益天线对地指向目标姿态，定义
Figure BDA0002563807320000032
Figure BDA0002563807320000033
Figure BDA0002563807320000034
Figure BDA0002563807320000035
qg＝C(Rg)
其中，qg为高增益天线对地指向目标姿态，
Figure BDA0002563807320000036
为地球指向探测器的矢量，
Figure BDA0002563807320000037
为探测器指向太阳的矢量，C为姿态矩阵转四元数算法。
进一步的，低增益天线2对地指向目标姿态确定方法为：
本体系下低增益天线2的指向：
Figure BDA0002563807320000038
定义
Figure BDA0002563807320000039
Figure BDA00025638073200000310
Figure BDA00025638073200000311
Figure BDA00025638073200000312
ql＝C(Rl)
其中，ql为高增益天线对地指向目标姿态，
Figure BDA00025638073200000313
为地球指向探测器的矢量，
Figure BDA0002563807320000041
为探测器指向太阳的矢量，C为姿态矩阵转四元数算法。
进一步的，根据当前对日姿态四元数与目标姿态四元数，计算误差四元数：
Figure BDA0002563807320000042
进而得到：
Figure BDA0002563807320000043
其中，Φ1为欧拉角，
Figure BDA0002563807320000044
为欧拉轴。
进一步的，计算机动路径参数方法为：
绕空间欧拉轴
Figure BDA0002563807320000045
的最大角加速度
Figure BDA0002563807320000046
绕空间欧拉轴
Figure BDA0002563807320000047
的最大角速度
Figure BDA0002563807320000048
机动加速度时间
Figure BDA0002563807320000049
机动匀速时间与减速时间的和
Figure BDA00025638073200000410
其中：TJw为执行机构反作用飞轮的最大作用力矩；HJw为反作用飞轮的最大角动量；C为器上配置飞轮的安装矩阵，默认为单位阵；Jmax为最大主惯量，
Figure BDA00025638073200000411
为欧拉轴，ωmax1为最大角速度，Φ1为欧拉角。
进一步的，计算姿态机动的路径规划的路径方法为：
Figure BDA00025638073200000412
Figure BDA00025638073200000413
Figure BDA00025638073200000414
其中：t为相对机动开始时刻的计时；Φtemp为相对机动开始时刻绕欧拉轴v1的旋转角度；ωtemp为相对机动开始时刻绕欧拉轴v1的旋转角速度；qtemp为相对机动开始时刻机动过四元数，amax1为最大角加速度，tjs1为上升时间，tjs2为匀速保持时间。
进一步的，计算闭环控制误差四元数及前馈控制力矩的方法为：
Figure BDA0002563807320000051
ωerr＝C(qerr)ωtemp-ωb(18)
Figure BDA0002563807320000052
其中，qerr为闭环控制误差四元数，其中矢量部分带入控制器；ωerr为闭环控制误差角速度；Tc为控制器前馈控制力矩；I为探测器的惯量矩阵；qb为相对机动开始时刻测量四元数；ωb为陀螺敏感器测量的探测器角速度，amax1为最大角加速度，
Figure BDA0002563807320000053
为欧拉轴。
进一步的，飞轮指令转速Ω＝Kp(ωt-ωb)(20)
Figure BDA0002563807320000054
其中：Kp为比例系数，Ixx为探测器X轴主惯量，Iw为飞轮转动惯量，ωt为慢旋目标转速，ωb为陀螺敏感器测量的探测器角速度。
进一步的，火星探测器采用高中低增益组合测控方案配置，高增益天线安装在探测器-Z面，具备XY轴二维驱动能力；中增益天线安装在XOZ平面，电轴指向+X偏-Z30°；低增益天线1安装在XOZ平面，电轴指向+X偏-Z45°；低增益天线2安装在XOZ平面，电轴指向-X偏+Z45°。
进一步的，在长期稳态飞行基准为：探测器+X指向太阳，-Z轴约束在器-日-地平面内且指向地球一侧。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
(1)本发明可根据在轨天线安装特性，自主进行无通信情况下的物理通信链路恢复，保障通信天线的对地姿态指向；
(2)本发明可对具有二维驱动能力天线的故障进行自主建立天线电轴指向地球，同时保障该姿态下太阳翼具备驱动跟踪对日的能力；
(3)本发明适用于深空探测多天线组合应用任务，能够通过姿态机动进行不同天线自主跟踪指向地球；
(4)本发明可以满足深空探测任务的自主管理需求，结合姿态和通信两个重要约束进行在轨自主的隔离天线及姿态敏感器故障。
附图说明
图1为本发明基于自主机动的火星探测对地天线指向恢复流程图。
具体实施方式
下面结合实施例对本发明作进一步阐述。
一种基于自主机动的火星探测对地天线指向恢复方法，用于器地通信异常情况下，配合综合电子实现天线波束指向，建立几何通信链路，该方法的步骤包括：
S1.在长期稳态飞行基准(探测器+X指向太阳，-Z轴约束在器-日-地平面内且指向地球一侧)下，若高增益天线驱动异常，GNC根据最后一拍高增益天线驱动角，计算高增益天线对地指向目标姿态，自主规划机动路径机动至高增益天线对地指向目标姿态；
若中增益及低增益天线1通信异常，GNC计算低增益天线2对地指向目标姿态；
若增益天线无通信链路且中低增益天线切换后仍无通信，GNC自主进入绕X轴慢旋姿态实现由星敏感器到太阳敏感器切换；
S1.1计算当前对日基准四元数
Figure BDA0002563807320000061
为地球指向探测器的矢量，
Figure BDA0002563807320000062
为探测器指向太阳的矢量，则长期稳态飞行基准四元数qs计算如下。
Figure BDA0002563807320000063
Figure BDA0002563807320000071
qs＝C(Rs)
其中，
Figure BDA0002563807320000072
分别为探测器本体x，y，z轴在地球J2000惯性系下的表示；Rs为地球J2000惯性系到长期稳态飞行基准的姿态转换矩阵；C为姿态矩阵转四元数算法。
S1.2计算高增益天线对地指向目标姿态
α为高增益天线二维驱动X轴当前角度；β为高增益天线二维驱动Y轴当前角度；Rg为高增益天线安装矩阵；则本体系下的高增益天线电轴指向。
Figure BDA0002563807320000073
其中，Rx(·)，Ry(·)为绕x，y轴旋转矩阵计算方法。
计算高增益天线对地指向目标姿态，定义
Figure BDA00025638073200000712
Figure BDA0002563807320000074
Figure BDA0002563807320000075
Figure BDA0002563807320000076
qg＝C(Rg)
qg为高增益天线对地指向目标姿态，
Figure BDA0002563807320000077
为地球指向探测器的矢量，
Figure BDA0002563807320000078
为探测器指向太阳的矢量，C为姿态矩阵转四元数算法。
S1.3计算低增益天线2对地指向目标姿态
本体系下低增益天线2的指向：
Figure BDA0002563807320000079
定义
Figure BDA00025638073200000710
Figure BDA00025638073200000711
Figure BDA0002563807320000081
Figure BDA0002563807320000082
ql＝C(Rl)
ql为高增益天线对地指向目标姿态，
Figure BDA0002563807320000083
为地球指向探测器的矢量，
Figure BDA0002563807320000084
为探测器指向太阳的矢量，C为姿态矩阵转四元数算法。
S2.根据S1中的目标姿态计算，GNC根据器上飞轮力矩及角动量约束，自主进行路径规划，并计算机动路径过程中的控制四元数及控制用角速度。
S2.1根据当前对日姿态四元数与目标姿态四元数，计算误差四元数。
Figure BDA0002563807320000085
进而得到：
Figure BDA0002563807320000086
S2.1计算机动路径关键参数
Figure BDA0002563807320000087
Figure BDA0002563807320000088
Figure BDA0002563807320000089
Figure BDA00025638073200000810
其中：TJw为执行机构反作用飞轮的最大作用力矩；HJw为反作用飞轮的最大角动量；C为器上配置飞轮的安装矩阵，默认为单位阵；amax1为绕空间欧拉轴
Figure BDA00025638073200000811
的最大角加速度；ωmax1为绕空间欧拉轴
Figure BDA00025638073200000812
的最大角速度；tjs1为机动加速度时间；tys2为机动匀速时间与减速时间的和。
S2.2计算姿态机动的路径规划的路径。
Figure BDA0002563807320000091
Figure BDA0002563807320000092
Figure BDA0002563807320000093
其中：t为相对机动开始时刻的计时；Φtemp为相对机动开始时刻绕欧拉轴v1的旋转角度；ωtemp为相对机动开始时刻绕欧拉轴v1的旋转角速度；qtemp为相对机动开始时刻机动过四元数。
S2.3计算闭环控制误差四元数及前馈控制力矩。
Figure BDA0002563807320000094
ωerr＝C(qerr)ωtemp-ωb (18)
Tc＝I*amax1v1 (19)
其中，qerr为闭环控制误差四元数，其中矢量部分带入控制器；ωerr为闭环控制误差角速度；Tc为控制器前馈控制力矩；I为探测器的惯量矩阵；qb为相对机动开始时刻测量四元数；ωb为陀螺敏感器测量的探测器角速度。
S3通过上述机动后，仍然无通信建立(综合电子发送无通信标志)，则进入绕对日轴慢旋状态(本体X轴指向太阳，同时绕X轴以固定角速度旋转)。其中俯仰和偏航轴依据模拟太阳角计直接测量带入控制器，进行解耦的闭环跟踪控制。滚动轴以陀螺测量角速度为测量值，以飞轮转速为输出量进行单比例闭环控制。
Ω＝Kp(ωt-ωb) (20)
Figure BDA0002563807320000095
其中：Ω为飞轮指令转速，Kp为比例系数，Ixx为探测器X轴主惯量，Iw为飞轮转动惯量，ωt为慢旋目标转速，ωb为陀螺敏感器测量的探测器角速度。
火星探测器采用高中低增益组合测控方案配置，高增益天线安装在探测器-Z面，具备XY轴二维驱动能力；中增益天线安装在XOZ平面，电轴指向+X偏-Z30°；低增益天线1安装在XOZ平面，电轴指向+X偏-Z45°；低增益天线2安装在XOZ平面，电轴指向-X偏+Z45°。在长期稳态飞行基准(探测器+X指向太阳，-Z轴约束在器-日-地平面内且指向地球一侧)下，高增益天线基于二维驱动可实现对地指向，实现长期稳态过程的测控数传需求。
实施例1
针对我国首次火星探测任务，火星探测器采用高中低增益组合测控方案配置。高增益天线安装在探测器-Z面，具备XY轴二维驱动能力；中增益天线安装在XOZ平面，电轴指向+X偏-Z30°；低增益天线1安装在XOZ平面，电轴指向+X偏-Z45°；低增益天线2安装在XOZ平面，电轴指向-X偏+Z45°。
巡航阶段长期稳态姿态基准四元数：【1,0,0,0】
(1)高增益天线驱动故障，高增益天线故障角度为：【20°,0】，高增益天线指向地球姿态目标四元数：【0.9848 0 0.1736 0】；
(2)高增益天线链路故障，低增益2指向地球姿态四元数：【0.3827 0 0.9239 0】；
(3)进入慢选状态，控制用角速度0.06°/s。
本发明可根据在轨天线安装特性，自主进行无通信情况下的物理通信链路恢复，保障通信天线的对地姿态指向；可对具有二维驱动能力天线的故障进行自主建立天线电轴指向地球，同时保障该姿态下太阳翼具备驱动跟踪对日的能力；
本发明适用于深空探测多天线组合应用任务，能够通过姿态机动进行不同天线自主跟踪指向地球；可以满足深空探测任务的自主管理需求，结合姿态和通信两个重要约束进行在轨自主的隔离天线及姿态敏感器故障。
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 (11)

1.一种基于自主机动的火星探测对地天线指向恢复方法，用于器地通信异常情况下，配合综合电子实现天线波束指向，建立几何通信链路，其特征在于，该方法的步骤包括：
S1、在长期稳态飞行基准下，若高增益天线驱动异常，GNC根据最后一拍高增益天线驱动角，计算高增益天线对地指向目标姿态，自主规划机动路径机动至高增益天线对地指向目标姿态；
若中增益及低增益天线1通信异常，GNC计算低增益天线2对地指向目标姿态；
若增益天线无通信链路且中低增益天线切换后仍无通信，GNC自主进入绕X轴慢旋姿态实现由星敏感器到太阳敏感器切换；
S2、根据S1中的目标姿态计算，GNC根据器上飞轮力矩及角动量约束，自主进行路径规划，并计算机动路径过程中的控制四元数及控制用角速度；
根据当前对日姿态四元数与目标姿态四元数，计算误差四元数；
确定机动路径参数；
确定姿态机动的路径规划的路径；
确定闭环控制误差四元数及前馈控制力矩；
S3、若仍然无通信建立，则进入绕对日轴慢旋状态，其中俯仰和偏航轴依据模拟太阳角计直接测量带入控制器，进行解耦的闭环跟踪控制，滚动轴以陀螺测量角速度为测量值，以飞轮转速为输出量进行单比例闭环控制。
2.如权利要求1所述的一种基于自主机动的火星探测对地天线指向恢复方法，其特征在于，长期稳态飞行基准四元数qs计算方法为：
Figure FDA0003260152340000011
Figure FDA0003260152340000012
qs＝C(Rs)
其中，
Figure FDA0003260152340000021
为地球指向探测器的矢量，
Figure FDA0003260152340000022
为探测器指向太阳的矢量，
Figure FDA0003260152340000023
分别为探测器本体x，y，z轴在地球J2000惯性系下的表示；Rs为地球J2000惯性系到长期稳态飞行基准的姿态转换矩阵；C为姿态矩阵转四元数算法，qs为对日基准四元数。
3.如权利要求1所述的一种基于自主机动的火星探测对地天线指向恢复方法，其特征在于，高增益天线对地指向目标姿态计算方法为：
本体系下的高增益天线电轴指向
Figure FDA0003260152340000024
其中，Rx(·)，Ry(·)为绕x，y轴旋转矩阵计算方法，α为高增益天线二维驱动X轴当前角度，β为高增益天线二维驱动Y轴当前角度，Rg为高增益天线安装矩阵；
计算高增益天线对地指向目标姿态，定义
Figure FDA0003260152340000025
Figure FDA0003260152340000026
Figure FDA0003260152340000027
Figure FDA0003260152340000028
qg＝C(Rg)
其中，qg为高增益天线对地指向目标姿态，
Figure FDA0003260152340000029
为地球指向探测器的矢量，
Figure FDA00032601523400000210
为探测器指向太阳的矢量，C为姿态矩阵转四元数算法。
4.如权利要求1所述的一种基于自主机动的火星探测对地天线指向恢复方法，其特征在于，低增益天线2对地指向目标姿态确定方法为：
本体系下低增益天线2的指向：
Figure FDA00032601523400000211
定义
Figure FDA00032601523400000212
Figure FDA0003260152340000031
Figure FDA0003260152340000032
Figure FDA0003260152340000033
ql＝C(Rl)
其中，ql为高增益天线对地指向目标姿态，
Figure FDA0003260152340000034
为地球指向探测器的矢量，
Figure FDA0003260152340000035
为探测器指向太阳的矢量，C为姿态矩阵转四元数算法。
5.如权利要求1所述的一种基于自主机动的火星探测对地天线指向恢复方法，其特征在于，根据当前对日姿态四元数与目标姿态四元数，计算误差四元数：
Figure FDA0003260152340000036
进而得到：
Figure FDA0003260152340000037
其中，Φ1为欧拉角，
Figure FDA0003260152340000038
为欧拉轴。
6.如权利要求1所述的一种基于自主机动的火星探测对地天线指向恢复方法，其特征在于，计算机动路径参数方法为：
绕空间欧拉轴
Figure FDA0003260152340000039
的最大角加速度
Figure FDA00032601523400000310
绕空间欧拉轴
Figure FDA00032601523400000311
的最大角速度
Figure FDA00032601523400000312
机动加速度时间
Figure FDA00032601523400000313
机动匀速时间与减速时间的和
Figure FDA00032601523400000314
其中：TJw为执行机构反作用飞轮的最大作用力矩；HJw为反作用飞轮的最大角动量；C为器上配置飞轮的安装矩阵，默认为单位阵；Jmax为最大主惯量，
Figure FDA0003260152340000041
为欧拉轴，ωmax1为最大角速度，Φ1为欧拉角。
7.如权利要求1所述的一种基于自主机动的火星探测对地天线指向恢复方法，其特征在于，计算姿态机动的路径规划的路径方法为：
Figure FDA0003260152340000042
Figure FDA0003260152340000043
Figure FDA0003260152340000044
其中：t为相对机动开始时刻的计时；Φtemp为相对机动开始时刻绕欧拉轴v1的旋转角度；ωtemp为相对机动开始时刻绕欧拉轴v1的旋转角速度；qtemp为相对机动开始时刻机动过四元数，amax1为最大角加速度，tjs1为机动加速度时间，tjs2为匀速保持时间。
8.如权利要求7所述的一种基于自主机动的火星探测对地天线指向恢复方法，其特征在于，计算闭环控制误差四元数及前馈控制力矩的方法为：
Figure FDA0003260152340000045
ωerr＝C(qerr)ωtemp-ωb (18)
Figure FDA0003260152340000046
其中，qerr为闭环控制误差四元数，其中矢量部分带入控制器；ωerr为闭环控制误差角速度；Tc为控制器前馈控制力矩；I为探测器的惯量矩阵；qb为相对机动开始时刻测量四元数；ωb为陀螺敏感器测量的探测器角速度，amax1为最大角加速度，
Figure FDA0003260152340000047
为欧拉轴。
9.如权利要求1所述的一种基于自主机动的火星探测对地天线指向恢复方法，其特征在于，飞轮指令转速Ω＝Kp(ωt-ωb) (20)
Figure FDA0003260152340000051
其中：Kp为比例系数，Ixx为探测器X轴主惯量，Iw为飞轮转动惯量，ωt为慢旋目标转速，ωb为陀螺敏感器测量的探测器角速度。
10.如权利要求1所述的一种基于自主机动的火星探测对地天线指向恢复方法，其特征在于，火星探测器采用高中低增益组合测控方案配置，高增益天线安装在探测器-Z面，具备XY轴二维驱动能力；中增益天线安装在XOZ平面，电轴指向+X偏-Z30°；低增益天线1安装在XOZ平面，电轴指向+X偏-Z45°；低增益天线2安装在XOZ平面，电轴指向-X偏+Z45°。
11.如权利要求1所述的一种基于自主机动的火星探测对地天线指向恢复方法，其特征在于，在长期稳态飞行基准为：探测器+X指向太阳，-Z轴约束在器-日-地平面内且指向地球一侧。
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