CN112537463B - 卫星姿态控制方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种卫星姿态控制方法及系统，包括：根据星上运动部件的运动规律和干扰特性，设置前馈补偿力矩，计算提前补偿时间；根据星上运动部件的运动规律，获取换向过程结束时刻；根据换向过程结束时刻、提前补偿时间和理论运动曲线选取前馈补偿力矩角速度结束阈值和角度开始阈值；实时读取所述星上运动部件的角度和角速度信息，在到达所述减速时刻时，对卫星施加所述前馈补偿力矩并持续至第一阈值时间，以使卫星获得阈值补偿角动量；所述阈值补偿角动量与所述星上运动部件换向过程中产生的干扰角动量大小相等。

Description

卫星姿态控制方法及系统

技术领域

本发明涉及航天器姿态控制技术领域，特别涉及一种卫星姿态控制方法及系统。

背景技术

遥感卫星上往往带有运动部件，如扫描镜、摆镜、转台等，星上运动部件的运动会影响卫星的姿态控制的精度和稳定度，进而影响运动部件和载荷的指向精度和指向稳定度。

针对按特定规律运动的运动部件的干扰，典型如扫描镜和摆镜按照某一设计的运动曲线进行周期性往返运动，可以采用的方法有运动部件运动补偿、前馈力矩补偿等。

现有的运动部件补偿需要额外增加平衡轮或专用的力矩补偿轮组，增加了卫星研制的成本，且由于运动部件控制频率高(50～500Hz)，而卫星的姿态控制输出频率一般为1～10Hz，因此运动部件的补偿轮补偿控制需要额外设计和硬件投入，也增加卫星研制的时间和资金投入。

现有的前馈力矩补偿控制主要利用运动部件换向时刻的信息进行计算前馈补偿控制力矩，该方式需要严格输出运动部件的换向时刻，对硬件底层的要求较高，再利用换向时刻进行角动量补偿计算，计算相应的补偿力矩进行输出，当换向时刻信息不准确时对补偿的效果影响较大。

发明内容

本发明的目的在于提供一种卫星姿态控制方法及系统，以解决现有的消除星上运动部件对卫星姿态影响的控制方法难度大的问题。

为解决上述技术问题，本发明提供一种卫星姿态控制方法，包括：

根据星上运动部件的运动规律和干扰特性，设置前馈补偿力矩，计算提前补偿时间；根据星上运动部件的运动规律，获取所述星上运动部件的换向过程结束时刻；根据所述星上运动部件的换向过程结束时刻、提前补偿时间和理论运动曲线选取前馈补偿力矩角速度结束阈值和角度开始阈值。

实时读取所述星上运动部件的角度和角速度信息，在到达所述减速时刻时，对卫星施加所述前馈补偿力矩并持续至第一阈值时间，以使卫星获得阈值补偿角动量；

所述阈值补偿角动量与所述星上运动部件换向过程中产生的干扰角动量大小相等。

实时读取所述星上运动部件的角度和角速度信息，当满足所述角度和角速度阈值时，对卫星施加相应的前馈补偿力矩，以使卫星获得补偿角动量。理想情况下，所述补偿角动量与所述星上运动部件换向过程中产生的干扰角动量大小相等。

可选的，在所述的卫星姿态控制方法中，所述星上运动部件的运动规律包括：

所述星上运动部件在一个运动周期内依次经过角速度加速阶段、角速度恒定阶段和角速度减速阶段、角速度反向加速阶段、角速度反向恒定阶段和角速度反向减速阶段；

所述角速度加速阶段、所述角速度减速阶段、所述角速度反向加速阶段和所述角速度反向减速阶段均持续第二阈值时间；

所述角速度恒定阶段和所述角速度反向恒定阶段持续第三阈值时间；

所述星上运动部件换向过程定义为角速度减速阶段与相邻角速度反向加速阶段之和或者角速度加速阶段与相邻角速度反向减速阶段之和，该过程持续的时间定义为换向时间。

可选的，在所述的卫星姿态控制方法中，所述星上运动部件的运动规律还包括：

设置卫星惯量为J_Sat，星上运动部件转轴惯量为J_Move，第二阈值时间为T₁，则星上运动部件换向过程中，引起卫星平台的最大角速度改变量为：

星上运动部件换向过程中产生的干扰角动量变化为：

△H＝J_Move·2ω₀；

星上运动部件换向过程中平均干扰力矩为：

可选的，在所述的卫星姿态控制方法中，获取所述星上运动部件的提前补偿时间包括：

使所述星上运动部件换向过程结束时刻与前馈补偿力矩的结束时刻对齐，设置前馈补偿力矩假设为M_compensate，计算星上运动部件前馈补偿力矩提前补偿的时间为：

这里，M_compensate一般需满足：

这里dt具体为相对换向过程提前补偿的时间，满足的约束条件为：

且dt<T₂，其中T₂为第三时间阈值；

相对换向过程结束时刻提前补偿的时间为：

△T＝dt+2T₁。

可选的，在所述的卫星姿态控制方法中，计算前馈补偿力矩包括：

当提前补偿的时间dt已知，则前馈补偿力矩的大小为：

可选的，在所述的卫星姿态控制方法中，还包括：

根据提前补偿的时间dt和前馈补偿力矩的大小M_compensate，以及所述星上运动部件的运动角速度曲线选取第一补偿结束角速度阈值与第二补偿结束角速度阈值；

根据提前补偿的时间dt和前馈补偿力矩的大小M_compensate，以及所述星上运动部件的运动角度曲线计算第一补偿开始角度阈值和第二补偿开始角度阈值。

可选的，在所述的卫星姿态控制方法中，还包括：根据所述星上运动部件自身的控制误差，第一补偿结束角速度阈值ω₁应接近并小于第一恒定角速度-ω₀，第二补偿结束角速度阈值ω₂应接近并小于第二恒定角速度ω₀；

分别在第一补偿结束角速度阈值ω₁和第二补偿结束角速度阈值ω₂所对应的时刻提前dt+2T₁，获取该时刻对应的星上运动部件的理论运动曲线对应的旋转角度，作为第一补偿开始角度阈值α₁和第二补偿开始角度阈值α₂。

可选的，在所述的卫星姿态控制方法中，在α₁和α₂以及ω₁和ω₂确定的情况下，当星上运动部件极性方向与卫星某一轴方向一致时，该轴对应的前馈补偿力矩计算方式为：

可选的，在所述的卫星姿态控制方法中，还包括：

星上运动部件以固定频率向卫星姿态控制系统广播其自身的运动角度及运动角速度，

所述卫星姿态控制系统按照常规姿态控制方法计算PID控制力矩，

所述卫星姿态控制系统利用测量采集到星上运动部件的最新时刻角度和角速度信息计算前馈补偿力矩，两者叠加作为星载反作用轮组的力矩指令输入。

本发明还提供一种卫星姿态控制系统，包括：

前馈补偿力矩模块，被配置为根据星上运动部件的运动规律和干扰特性，设置前馈补偿力矩，计算提前补偿时间；根据星上运动部件的运动规律，获取所述星上运动部件的换向过程结束时刻；根据所述星上运动部件的换向过程的结束时刻、提前补偿时间和理论运动曲线选取前馈补偿力矩角速度结束阈值和角度开始阈值。

补偿角动量模块，被配置为实时读取所述星上运动部件的角度和角速度信息，当满足所述角度和角速度阈值时，对卫星施加相应的前馈补偿力矩，以使卫星获得补偿角动量，在不考虑运动部件存在采样时延和卫星姿态控制输出频率有限的理想情况下，所述补偿角动量与所述星上运动部件换向过程中产生的干扰角动量大小相等。

在本发明提供的卫星姿态控制方法及系统中，针对按特定规律运动的星上运动部件的干扰，提出一种基于运动部件信息的角动量前馈补偿控制方法，该方法不需要单独的平衡补偿轮，不需要运动部件的换向时刻信息，仅需要运动部件运动角度和角速度信息和卫星常规姿控反作用轮组进行运动部件角动量补偿，最终提高卫星姿态控制的稳定度，且在补偿过程中无需力矩输出时刻与理论输出时刻严格对齐，工程上实现较为简单易行。

附图说明

图1是本发明一实施例的卫星姿态控制方法星上运动部件运动曲线示意图；

图2是本发明一实施例的卫星姿态控制方法引入星上运动部件角度信息的干扰补偿控制示意图；

图3是本发明一实施例的卫星姿态控制系统引入运动部件前馈补偿控制示意图；

图4是本发明一实施例的星上运动部件理论运动曲线示意图；

图5是本发明一实施例的星上运动部件实际运动曲线示意图；

图6是本发明一实施例的卫星三轴姿态角控制曲线示意图；

图7是本发明一实施例的卫星三轴姿态角速度控制曲线示意图；

图8是本发明一实施例的地面单轴气浮台试验验证示意图；

图9是本发明一实施例的耦合试验引入补偿和取消补偿稳定度控制效果示意图；

图10是本发明一实施例的耦合试验引入补偿和取消补偿角度控制效果示意图。

具体实施方式

以下结合附图和具体实施例对本发明提出的卫星姿态控制方法及系统作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本发明的优点和特征将更清楚。需说明的是，附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施例的目的。

另外，除非另行说明，本发明的不同实施例中的特征可以相互组合。例如，可以用第二实施例中的某特征替换第一实施例中相对应或功能相同或相似的特征，所得到的实施例同样落入本申请的公开范围或记载范围。

本发明的核心思想在于提供一种卫星姿态控制方法及系统，以解决现有的消除星上运动部件对卫星姿态影响的控制方法难度大的问题。

为实现上述思想，本发明提供了一种卫星姿态控制方法及系统，包括：前馈补偿力矩模块，被配置为根据星上运动部件的运动规律和干扰特性，设置前馈补偿力矩，计算提前补偿时间；阈值补偿角动量模块，被配置为实时读取所述星上运动部件的角度和角速度信息，在所述换向过程结束时刻往前提前dt+2T₁时，对卫星施加所述前馈补偿力矩并持续至第一阈值时间，以使卫星获得阈值补偿角动量；其中：所述阈值补偿角动量与所述星上运动部件换向过程中产生的干扰角动量大小基本相等。

星上运动部件典型的运动规律如图1所示。图1为1个运动部件运动周期内的角速度变化过程，在每个T₁时间区间内运动部件进行半正弦加速或减速到某一角速度ω₀或-ω₀(有的运动部件按照匀加速或匀减速进行运动)，也即运动部件的换向时间为2×T₁；在前半个周期的T₂时间区间内，运动部件按照角速度ω₀进行运动，在后半个周期的T₂时间区间内，运动部件按照角速度-ω₀进行运动。

卫星惯量考虑为J_Sat，运动部件转轴惯量为J_Move，则运动部件引起卫星平台的最大角速度改变量(2×T₁内)为：

2×T₁内引起的角动量变化为：△H＝J_Move·2ω₀

2×T₁内平均干扰力矩为：

运动部件工作前馈补偿设计包括：引入运动部件角度信息的干扰抑制控制方案示意图如图2所示，通过实时读取运动部件的角度和角速度信息，运动部件角度和角速度的选取如图2下半部分所示，在运动部件即将到达运动边界，也即换向过程结束时刻，提前实施固定大小的前馈补偿力矩，并持续一定时间，使得产生的补偿角动量与运动部件换向产生的干扰角动量大小相当，两者在大部分时间内相互抵消，从而可以减小运动部件换向对卫星稳定性的影响。

如图2所示，可将运动部件作用力矩的结束时刻与补偿力矩的结束时刻基本对齐，这里补偿力矩假设设置为M_compensate，则可以计算出运动部件补偿力矩应提前进行补偿的时间为：

相对换向过程结束时刻提前补偿的时间为：

△T＝dt+2T₁

反之，若已知提前补偿的时间为dt，则补偿力矩的大小计算为：

考虑到运动部件补偿时间的选取可以根据以下原则进行选取：

这里的比值不宜过小或过大，由于存在测量部件的测量采样时间存在时间延迟，卫星姿态敏感器数据测量及处理时间存在时间延迟、飞轮轮组响应、以及PID控制计算输出等因素，在比值过小或过大情况会降低力矩前馈补偿效果。

dt+2T₁还应满足约束条件：

dt+2T₁<T₂+2T₁，也即dt<T₂。

如图2所示，当提前补偿的时间dt和补偿力矩大小M_compensate确定后，根据运动部件的运动角度曲线选取α₁和α₂，根据运动角速度曲线选取ω₁和ω₂。

考虑到运动部件的控制效果存在一定的控制误差，ω₁的选取应不等于-ω₀，但应与之接近，也即需ω₁>-ω₀，同理ω₂的选取应不等于ω₀，但应与之接近，也即需ω₂<ω₀；

在ω₁和ω₂给定的情况下，分别在其相应的时刻向前取dt+2T₁的时刻对应的运动部件旋转角度α₁和α₂。

在α₁和α₂以及ω₁和ω₂确定的情况下，根据以下原则计算前馈补偿力矩(考虑运动部件极性方向与卫星某一轴方向一致时)：

当运动部件的测量采集及处理到姿控进程计算补偿力矩的时延(Tdelay，一般为一个范围)确定后，可在换向结束时刻-Tdelay的时刻时对应的角速度作为ω₁和ω₂，再重新确定α₁和α₂。

卫星姿态控制前馈补偿包括：运动部件以某一固定频率(50～500Hz)向卫星姿态控制系统广播其自身的运动角度、运动角速度等信息，卫星姿态控制系统一方面按照常规姿态控制方法计算PID控制力矩，另一方面根据如前所述的利用测量采集到运动部件的最新时刻角度和角速度信息计算前馈补偿力矩，两者叠加作为星载反作用轮组的力矩指令输入。前馈补偿控制的结构框图如图3所示。

卫星姿态控制系统控制周期不宜高于T₁的一半，高于此值时，补偿力矩存在较大的时延，会影响力矩补偿的控制效果，此外卫星姿态控制器的设计还应考虑控制系统的带宽与帆板振动频率、运动部件干扰频率的关系，优化控制器带宽设计以及增加结构滤波器，以避免激发卫星与帆板、卫星与运动部件的共振影响。

本发明的实施例还提供了仿真验证，具体包括：

某在研卫星星载运动部件(摆镜)的理论运动曲线和实际运动曲线分别如图4和图5所示。运动部件安装在卫星X轴。其主要影响如下：

运动部件的最大角加速度：29.7°/s²；

理论最大干扰力矩：31mNm；

对卫星平台的干扰力矩分析：

卫星惯量(x轴)考虑为430kgm2，运动部件惯量为0.065kgm2，则运动部件引起卫星平台的最大角速度改变量(0.58s内)为：dw＝0.065*5.48/430*2＝0.0017°/s。

0.58s内平均干扰力矩为：0.065*5.48*pi/180/0.29＝0.0214Nm；

0.58s内平均冲量为：0.065*5.48*pi/180*2＝0.0124Nms；

仿真参数设置：

卫星惯量：[430 346 559 -2 -3 37]kgm²；

初始对地姿态角：[0 0 0]°；

初始对地姿态角速度：[0 0 0]°/s；

卫星姿控频率：8Hz(控制周期125ms)；

运动部件控制频率：100Hz；

运动部件角度角速度信息广播频率：100Hz；

运动部件测量采集时延100ms；

星敏陀螺测量采集时延100ms；

补偿力矩大小：0.015Nm；

运动部件影响采用实际运动干扰作为输入。

卫星对地姿态指向精度的控制仿真的结果如图6所示，卫星对地姿态稳定度的控制仿真的结果如图7所示。

仿真结果表明：在运动部件对卫星影响情况下，采用本文提出的前馈补偿方法，卫星姿态控制的稳定度优于0.00065°/s，取消前馈补偿后，卫星姿态控制的稳定度恶化到0.0017°/s。引入前馈控制控制效果较引入前改善了约62％。

气浮台耦合试验验证包括：某在研卫星基于本发明提出的前馈补偿控制方法进行气浮台与运动部件(摆镜)耦合控制试验，试验场地的布局如图8所示，耦合试验结果如图9和图10所示。

测试结果表明，气浮台引入补偿时的稳定度控制精度优于0.0012°/s，气浮台的惯量测试平均值为280kgm²，等效于在轨卫星的稳定度控制精度为0.00105*280/430＝0.00068°/s，取消补偿后的稳定度控制精度优于0.0025°/s，等效于在轨卫星的稳定度控制精度为0.0026*280/430＝0.0017°/s。引入前馈控制控制效果较引入前改善了约60％。

针对按特定规律运动的运动部件的干扰影响，本发明采用以下的方法克服上述现有技术的不足、并达成所述技术效果的：

采用运动部件的广播的运动角度和角速度信息作为补偿力矩的计算依据，而不是利用运动部件的换向时刻信息作为补偿力矩的计算依据，对硬件底层和相对时间计算的要求较低，无需力矩输出与理论输出时刻严格对齐，允许存在一定的时延。

利用前馈以及卫星姿态控制PID计算获得叠加的力矩作为星载反作用轮的控制输入，仅利用卫星的姿态控制反作用轮进行摆镜的前馈补偿和姿态控制，无需单独的平衡补偿轮或补偿轮轮组。

针对按特定规律运动的运动部件的干扰影响，本发明具有以下优点：

采用运动部件的广播的运动角度和角速度信息作为补偿力矩的计算依据，而不是利用运动部件的换向时刻信息作为补偿力矩的计算依据，对硬件底层和相对时间计算的要求较低。

利用前馈以及卫星姿态控制PID计算获得叠加的力矩作为星载反作用轮的控制输入，无需单独的平衡补偿轮或补偿轮轮组。

设计的角度参数、角速度参数和补偿力矩参数可以通过地面指令修改，增加控制系统的灵活性，且当评估星载软件各项时延后，可以适当修改角度参数、角速度参数和补偿力矩参数提高卫星平台的控制稳定度。

本发明提出的方案，从另外一种方式(利用角度、角速度信息)进行补偿力矩计算，扩展了现有星载运动部件补偿的方法，已经成功应用于某科学对地观测卫星的姿态控制设计中，并作为其关键技术之一。

综上，上述实施例对卫星姿态控制方法及系统的不同构型进行了详细说明，当然，本发明包括但不局限于上述实施中所列举的构型，任何在上述实施例提供的构型基础上进行变换的内容，均属于本发明所保护的范围。本领域技术人员可以根据上述实施例的内容举一反三。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。

上述描述仅是对本发明较佳实施例的描述，并非对本发明范围的任何限定，本发明领域的普通技术人员根据上述揭示内容做的任何变更、修饰，均属于权利要求书的保护范围。

Claims (10)

1.一种卫星姿态控制方法，其特征在于，包括：

根据星上运动部件的运动规律和干扰特性，设置前馈补偿力矩，计算提前补偿时间；

星上运动部件换向过程定义为角速度减速阶段与相邻角速度反向加速阶段之和或者角速度加速阶段与相邻角速度反向减速阶段之和，该过程持续的时间定义为换向时间；

根据星上运动部件的运动规律，获取所述星上运动部件的换向过程结束时刻；根据所述星上运动部件的换向过程结束时刻、提前补偿时间和理论运动曲线选取前馈补偿力矩角速度结束阈值和角度开始阈值；

实时读取所述星上运动部件的角度和角速度信息，在到达减速时刻时，对卫星施加所述前馈补偿力矩并持续至第一阈值时间，以使卫星获得阈值补偿角动量；

所述阈值补偿角动量与所述星上运动部件换向过程中产生的干扰角动量大小相等。

2.如权利要求1所述的卫星姿态控制方法，其特征在于，所述星上运动部件的运动规律包括：

所述星上运动部件在一个运动周期内依次经过角速度加速阶段、角速度恒定阶段和角速度减速阶段、角速度反向加速阶段、角速度反向恒定阶段和角速度反向减速阶段；

所述角速度加速阶段、所述角速度减速阶段、所述角速度反向加速阶段和所述角速度反向减速阶段均持续第二阈值时间；

所述角速度恒定阶段和所述角速度反向恒定阶段持续第三阈值时间。

3.如权利要求2所述的卫星姿态控制方法，其特征在于，所述星上运动部件的运动规律还包括：

设置卫星惯量为J_Sat，星上运动部件转轴惯量为J_Move，第二阈值时间为T₁，则星上运动部件换向过程中，引起卫星平台的最大角速度改变量为：

星上运动部件换向过程中产生的干扰角动量变化为：

ΔH＝J_Move·2ω₀；

星上运动部件换向过程中平均干扰力矩为：

4.如权利要求3所述的卫星姿态控制方法，其特征在于，获取所述星上运动部件的提前补偿时间包括：

使所述星上运动部件换向过程的结束时刻与前馈补偿力矩的结束时刻对齐，设置前馈补偿力矩假设为M_compensate，计算星上运动部件前馈补偿力矩提前补偿的时间为：

这里dt具体为相对换向过程提前补偿的时间，满足的约束条件为：

且dt＜T₂，其中T₂为第三阈值时间；

相对换向过程结束时刻提前补偿的时间为：

ΔT＝dt+2T₁。

5.如权利要求4所述的卫星姿态控制方法，其特征在于，计算前馈补偿力矩包括：

当提前补偿的时间dt已知，则前馈补偿力矩的大小为：

6.如权利要求5所述的卫星姿态控制方法，其特征在于，还包括：

根据提前补偿的时间dt和前馈补偿力矩的大小M_compensate，以及所述星上运动部件的运动角速度曲线选取第一补偿结束角速度阈值与第二补偿结束角速度阈值；

根据提前补偿的时间dt和前馈补偿力矩的大小M_compensate，以及所述星上运动部件的运动角度曲线计算第一补偿开始角度阈值和第二补偿开始角度阈值。

7.如权利要求6所述的卫星姿态控制方法，其特征在于，还包括：根据所述星上运动部件的控制误差，第一补偿结束角速度阈值ω₁接近并小于第一恒定角速度-ω₀，第二补偿结束角速度阈值ω₂接近并小于第二恒定角速度ω₀；

分别在第一补偿结束角速度阈值ω₁和第二补偿结束角速度阈值ω₂所对应的时刻提前dt+2T₁，获取该时刻对应的星上运动部件的旋转角度，作为第一补偿开始角度阈值α₁和第二补偿开始角度阈值α₂。

8.如权利要求7所述的卫星姿态控制方法，其特征在于，在α₁和α₂以及ω₁和ω₂确定的情况下，当星上运动部件极性方向与卫星某一轴方向一致时，前馈补偿力矩为：

9.如权利要求7所述的卫星姿态控制方法，其特征在于，还包括：

星上运动部件以固定频率向卫星姿态控制系统广播其自身的运动角度及运动角速度，

所述卫星姿态控制系统按照常规姿态控制方法计算PID控制力矩，

所述卫星姿态控制系统利用测量采集到星上运动部件的最新时刻角度和角速度信息计算前馈补偿力矩，两者叠加作为星载反作用轮组的力矩指令输入。

10.一种卫星姿态控制系统，其特征在于，包括：

前馈补偿力矩模块，被配置为根据星上运动部件的运动规律和干扰特性，设置前馈补偿力矩，计算提前补偿时间；根据星上运动部件的运动规律，获取所述星上运动部件的换向过程结束时刻；根据所述星上运动部件的换向过程的结束时刻、提前补偿时间和理论运动曲线选取前馈补偿力矩角速度结束阈值和角度开始阈值；

阈值补偿角动量模块，被配置为实时读取所述星上运动部件的角度和角速度信息，在到达减速时刻时，对卫星施加所述前馈补偿力矩并持续至第一阈值时间，以使卫星获得阈值补偿角动量；其中：

所述阈值补偿角动量与所述星上运动部件换向过程中产生的干扰角动量大小基本相等。

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