CN112572835B - 一种具有姿态切换的卫星在轨角动量管理及控制方法 - Google Patents
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Abstract
一种具有姿态切换的卫星在轨角动量管理及控制方法，涉及航天器姿态的确定与控制技术领域，解决现有未针对具有姿态切换的卫星在轨角动量管理问题提出相关的解决方法的问题，本发明包括定义角动量，角动量阈值计算，确定卫星的角动量管理条件，对角动量控制；四个步骤，通过本发明的角动量在轨管理与控制后，有效规避飞轮的饱和及死区特性对卫星姿态控制的影响，提高卫星的稳定度以及精度，使得卫星的在轨控制结果满足设计要求。从而保证低轨遥感卫星的成像能力，确保了在轨采集的图像数据均为高质量图像。
Description
技术领域
本发明涉及航天器姿态的确定与控制技术领域，具体涉及一种具有姿态切换的卫星在轨角动量管理及控制方法。
背景技术
随着航天技术的发展，对低轨遥感卫星图像质量要求逐步提升，从而对卫星的控制精度和稳定度要求也随之提高。执行机构(飞轮)的饱和及死区特性对控制效果的影响凸显出来，针对长期工作状态为对日定向三轴稳定状态的微小低轨光学遥感卫星，必须设计一种控制方案，使卫星成像时(工作模式为对地定向三轴稳定模式)，飞轮工作在性能良好的区间。
现有研究未针对具有工作模式切换的卫星在轨角动量管理问题提出相关的解决方案，因此，急需设计一种角动量管理方法，采取控制策略解决此问题，实现飞轮转速的控制，在成像过程中维持在性能良好转速区间范围内，提高卫星的性能，得到更高精度与稳定度的遥感数据。
现有技术中涉及考虑常值干扰引起飞轮饱和的情况，采用了滚动轴和偏航轴的磁力矩器为反作用轮卸载的控制方式。另外一种现有技术为改善传统卫星飞轮磁卸载性能，提出了一种基于能量最优解析解的磁卸载法。根据在轨卫星所处地磁场强度的变化规律，将卫星磁力矩器产生的磁矩作傅里叶级数展开，按卫星飞行一圈所需卸载的角动量由最优控制理论求出三轴磁矩的解析解。该技术中均进行了飞轮的卸载，但仅考虑空间环境干扰力矩的积累影响，未对成像过程中的飞轮转速进行期望转速设计。还有文献则针对飞轮转速超限时，在各种成像任务模式下设计了两种磁力矩器卸载方案，一种为偏差控制方式，一种为开关控制方式。采用磁力矩器对飞轮进行了卸载，并未给出模式切换时需要的卸载方案。
发明内容
本发明为解决现有技术中，未针对具有姿态切换的卫星在轨角动量管理问题提出相关的解决方法的问题，提供一种具有姿态切换的卫星在轨角动量管理及控制方法。
一种具有姿态切换的卫星在轨角动量管理及控制方法，该方法由以下步骤实现：
步骤一、通过定义卫星质心坐标系，轨道坐标系，太阳黄道坐标系和地球惯性坐标系，确定角动量；
步骤二、期望角动量计算；
式中，
为在轨道坐标系下的整星角动量，
为卫星质心坐标系相对轨道坐标系四元数，包含卫星的侧摆角度以及偏流角；
为卫星质心坐标系相对轨道坐标系的旋转矩阵；diag(Ix,Iy,Iz)为以Ix,Iy,Iz组成的对角矩阵，Ix,Iy,Iz为飞轮三轴转动惯量；ωx,ωy,ωz为飞轮的三轴期望转速，ISt为星体转动惯量，ωo为轨道坐标系相对地球惯性坐标系角速度；
所述太阳黄道坐标系相对轨道坐标系的四元数为
其中，
为轨道坐标系相对地球惯性坐标系四元数，
为太阳黄道坐标系相对地球惯性坐标系四元数；
在太阳黄道坐标系下的整星角动量为
其中，
为太阳黄道坐标系相对轨道坐标系的旋转矩阵；
根据成像时刻的飞轮三轴期望转速ωx,ωy,ωz，轨道坐标系相对地球惯性坐标系四元数
太阳黄道坐标系相对地球惯性坐标系四元数
以及卫星质心坐标系相对轨道坐标系四元数
解算获得太阳黄道坐标系下的整星角动量
即期望角动量；
步骤三、确定卫星的角动量管理条件；
对卫星的角动量进行实时控制，整星实时角动量为H，其三轴分量表示为H(i)，i为x,y,z轴的选取值；
对步骤二获得的期望角动量
设定限定区间，获得期望角动量边界，Hup(i)，Hdown(i)对应期望角动量上界和下界，中间界Hmiddle(i)满足Hmiddle(i)∈(Hdown(i),Hup(i))；
当卫星实时角动量H(i)>Hup(i)时，进行正向卸载，直至H(i)降至Hmiddle(i)；
当卫星实时角动量H(i)<Hdown(i)时，进行角动量负向卸载，直至H(i)升至Hmiddle(i)；
步骤四、角动量控制；
对角动量控制包括偏差角动量控制以及开关控制两种；
偏差角动量
偏差量控制方式为u1＝K·He，其中，K>0为控制系数，u为控制量；He趋于零时，控制量u的模值变小，通过变参数PID控制，随He模值改变K值；
开关控制方式为u2＝-Tf·sign(He)，其中，Tf为给定力矩，sign(·)为符号函数。
本发明的有益效果：
通过本发明的角动量在轨管理与控制后，有效规避飞轮的饱和及死区特性对卫星姿态控制的影响，提高卫星的稳定度以及精度，使得卫星的在轨控制结果满足设计要求。从而保证低轨遥感卫星的成像能力，确保了在轨采集的图像数据均为高质量图像。
附图说明
图1为本发明所述的一种具有姿态切换的卫星在轨角动量管理与控制方法中角动量管理方式原理图。
图2为角动量管理方式逻辑图。
图3为卫星姿态控制系统框图。
图4为本发明所述的一种具有姿态切换的卫星在轨角动量管理与控制方法卫星工作模式图。
图5为整星初始角动量非0-卫星长期对地模式解算至对日整星角动量示意图。
图6为整星初始角动量非0-卫星长期对地飞轮三轴转速示意图。
图7为整星初始角动量为0-卫星长期对地模式解算至对日整星角动量示意图。
图8为整星初始角动量为0-卫星长期对地飞轮三轴转速示意图。
图9为无侧摆-无环境干扰整星角动量示意图。
图10为无侧摆-空间环境干扰积累示意图。
图11为无侧摆-磁力矩器控制角动量示意图。
图12为无侧摆-推力器控制整星角动量示意图。
图13为无侧摆-无环境干扰飞轮转速示意图。
图14为无侧摆-有环境干扰飞轮转速示意图。
图15为侧摆20°-无环境干扰飞轮转速示意图。
图16为侧摆20°-有环境干扰飞轮转速示意图。
具体实施方式
具体实施方式一、结合图1至图4说明本实施方式，一种具有姿态切换的卫星在轨角动量管理与控制方法，为了提高卫星的控制精度和稳定度，首先设计一种角动量管理方式，通过成像时刻飞轮期望转速区间计算得到对日定向三轴稳定模式的角动量期望值区间。其次，设计角动量控制方式，对实际角动量进行卸载以达到期望角动量区间内。
角动量管理及控制方法的具体过程如下：
步骤一、确定角动量
首先定义卫星质心坐标系，轨道坐标系，太阳黄道坐标系和地球惯性坐标系4种坐标系。
1)卫星质心坐标系(本体系)
卫星质心坐标系是指固连于卫星的ObXbYbZb直角坐标系，亦称控制坐标系，坐标原点Ob在卫星的质心处，Xb轴与太阳帆板面垂线方向平行，Zb轴与相机光轴方向平行，Yb轴与Xb、Zb轴成右手直角坐标系。
2)轨道坐标系轨道坐标系是指ObXOYOZO直角坐标系，其坐标原点为卫星质心Ob，YO轴指向轨道角速度反方向，ZO轴指向地球中心，XO轴与YO、Zo轴成右手直角坐标系(飞行方向)，此坐标系为对地定向基准。
3)太阳黄道坐标系太阳黄道坐标系OSXSYSZS，太阳黄道平面为坐标平面，Xs轴指向太阳圆盘中心，ZS轴指向黄极，YS轴位于黄道平面且与XS、ZS右手正交。
4)地球惯性坐标系J2000
地球惯性坐标系(地球第一赤道惯性坐标系)是指CeXeYeZe直角坐标系，坐标系原点为地心Ce，Xe轴指向平春分点(2000年1月1日12时)，Ze轴指向平北极(2000年1月1日12时，JD＝2451545.0)，Ye轴和Xe、Ze轴构成右手直角坐标系，此坐标系也为J2000地球惯性坐标系。
确定角动量如下：
地球惯性坐标系整星角动量计算公式为HZ＝HF+HSt，其中，HZ，HF，HSt分别为整星角动量，飞轮角动量，星体角动量。
整星角动量在轨道系下表示为
在太阳黄道坐标系下表示为
飞轮角动量在本体系下表示为
其中，ωx,ωy,ωz为飞轮的三轴期望转速(rad/s),diag(Ix,Iy,Iz)为以Ix,Iy,Iz组成的对角矩阵，Ix,Iy,Iz为飞轮三轴转动惯量(kg·m2)。
星体角动量在轨道系下的表示为
其中，ISt为星体转动惯量(kg·m2)，ωo为轨道系相对惯性系角速度(rad/s)。
不考虑外界空间环境干扰力矩的影响，整星角动量守恒。卫星在对地成像模式时具备侧摆以及调偏流角功能，此时本体系与轨道系不重合。
步骤二、期望角动量计算
太阳黄道坐标系相对轨道系的四元数为
其中，
为轨道系相对惯性系四元数，
为太阳黄道坐标系相对惯性系四元数。
整星角动量在太阳黄道坐标系下可表示为
其中，
为太阳黄道系相对轨道系的旋转矩阵。
通过上述两个步骤，可由成像时刻的轨道系相对惯性系的四元数
太阳黄道坐标系相对惯性系的四元数
包含卫星的侧摆角度以及偏流角的卫星质心坐标系相对轨道坐标系四元数
飞轮的三轴期望转速ωx,ωy,ωz，解算得到对日定向三轴稳定下的角动量
即期望角动量。
步骤三、确定卫星的角动量管理条件
由于卫星在轨运行期间环境干扰的积累以及轨道坐标系相对于惯性坐标系为时变的，整星角动量的数值不能满足所有成像点的期望转速计算得到的角动量阈值要求，需要对卫星的角动量进行实时控制。
首先考虑卫星的三轴均可进行角动量管理，整星实时角动量为H，其三轴分量表示为H(i)，i为x,y,z轴的选取值，即H＝[H(x)；H(y)；H(z)]。定义如下变量值：
对步骤二获得的期望角动量
设定限定区间，得到期望角动量边界，Hup(i)，Hdown(i)对应的期望角动量上下界，中间界Hmiddle(i)满足Hmiddle(i)∈(Hdown(i),Hup(i))。
角动量管理条件与逻辑如图1和图2所示，当卫星实时角动量H(i)>Hup(i)时进行管理(正向卸载)，直至H(i)降至Hmiddle(i)；当卫星实时角动量H(i)<Hdown(i)时同样进行角动量管理(负向卸载)，直至H(i)升至Hmiddle(i)。
步骤四、角动量控制
确定角动量管理逻辑后，需要对其进行角动量控制方案的设计，采用偏差量控制以及开关控制两种方案。执行机构可选用磁力矩器和推力器，卫星姿态控制系统框图如图3所示。卫星控制器采用变PD控制方案，大偏差下采用较小PD控制参数，小偏差下使用较大的PD控制参数，在系统状态逼近平衡点过程中实时增大比例项提高收敛速率，在实现高精度和高稳定度的控制指标要求的同时提高机动速度。
偏差角动量
偏差量控制方案为u1＝K·He，其中，K>0为控制系数，u为控制量。He趋于零时，控制量u的模值变小，控制效率降低，可通过变参数控制，随着He模值改变K值。
开关控制方案为u2＝-Tf·sign(He)，其中，Tf为给定力矩，sign(·)为符号函数。由于控制器中存在sign(·)，在He趋于零时，容易出现抖振，可通过将sign(·)平滑化的形式解决抖振问题。
本实施方式中，卫星角动量控制的执行机构有推力器和磁力矩器两种，它们各有优缺点。推力器进行角动量控制时，由于控制量输出可控，角动量控制效率高，但工质随着工作而消耗，工作总时长受卫星携带工质限制。磁力矩器在工作过程中受地球磁场的约束，磁力矩的输出与期望可能存在一定差异，角动量控制效率较低，但工作中无工质的消耗，工作总时长不受工质限制。
现有长光卫星技术有限公司研制的已在轨运行的低轨光学遥感卫星长期运行于对日定向三轴稳定模式，当卫星进行成像任务时，姿态机动至对地定向三轴稳定模式，如图4所示。卫星由对日定向三轴稳定机动至成像模式的时间较短，此时间段内空间环境干扰力矩积累的角动量较小，并可在角动量管理过程中进行卸载，对成像过程无影响，因此在计算过程中不考虑环境干扰力矩的影响。
具体实施方式二、结合图5至图16说明本实施方式，本实施方式为具体实施方式一所述的一种具有工作模式切换的低轨光学遥感卫星在轨角动量管理与控制方法的实施例：
本实施例已在“吉林一号”系列卫星上应用，对低轨光学卫星的在轨应用具有一定的参考意义。
(1)角动量管理原理验证
为了验证整星的角动量守恒策略和角动量管理的可行性，将对地成像过程中的飞轮转速变化情况以及对应整星角动量值在对日坐标系的表示进行多轨道周期的仿真验证。设卫星的初始角速度为：[-0.15；0.2；-0.625]°/s，初始姿态角为[107；4.76；-36]°，整星初始角动量为0.298N·m·s。
由图5和图6可以看出，在对地成像过程中，由于轨道系存在绕Y轴旋转的特性，X轴与Z轴飞轮的转速在进行交换，但对日坐标系下的整星角动量仍守恒，因此用于进行角动量管理的公式计算正确可行。
通过对不同初始角动量进行仿真可以看出，初始角动量接近整星转动惯量与轨道角速度的乘积时，飞轮转速的交换转速值越小，如图7和图8所示，整星初始角动量为0N·m·s，飞轮的转速值交换值约为0rpm。
(2)角动量控制方案验证
选取初始角动量非0的情形，验证角动量管理与控制方案的通用性。通过对长光卫星技术有限公司的视频星系列进行长周期的仿真分析，仿真结果与卫星在轨测试结果一致。
为了验证在角动量管理方案中可以忽略环境干扰的影响，仿真中留有多个轨道周期的时间进行角动量控制，卫星于19000s进行对地成像的机动，19500s进行成像，即19000s为机动时刻，19500s为成像时刻。
同时考虑卫星对地成像无侧摆和侧摆20°两大类情形，分别进行无空间环境干扰和有空间环境干扰的仿真分析，仿真输入与结果如表1和表2所示，表1为对地成像无侧摆下仿真分析与结果，表2为对地成像侧摆20°下仿真分析与结果，环境干扰的积累如图10所示。
表1
表2
环境干扰由于在对日过程中的角动量卸载未有大数值积累，成像机动时间较短，积累量较小，由图11中整星角动量可以看出在环境干扰积累中整星角动量也增加，但由于角动量控制的影响，干扰积累最终被吸收。图12中采用推力器进行控制时，产生的力矩较理想，空间环境干扰积累被快速卸载，整星角动量变化较小。
通过对推力器控制与磁力矩器控制的整星角动量在整个对日过程中的角动量变化情况可以看出，在空间环境干扰角动量积累的过程中推力器控制速度快，整星角动量变化较小，而磁力矩器控制的速度慢，整星角动量变化随外干扰的变化较大，但最终仍管理成功。
上述仿真验证了角动量管理方案与控制方案的通用性，角动量控制后的转速值与期望转速相差较小。同时验证了卸载方案在进行真实角动量向期望角动量控制的同时，可将环境干扰的积累角动量卸载。
Claims (3)
1.一种具有姿态切换的卫星在轨角动量管理及控制方法，其特征是：该方法由以下步骤实现：
步骤一、通过定义卫星质心坐标系，轨道坐标系，太阳黄道坐标系和地球惯性坐标系，确定角动量；
步骤二、期望角动量计算；
式中，
为在轨道坐标系下的整星角动量，
为卫星质心坐标系相对轨道坐标系四元数，包含卫星的侧摆角度以及偏流角；
为卫星质心坐标系相对轨道坐标系的旋转矩阵；diag(Ix,Iy,Iz)为以Ix,Iy,Iz组成的对角矩阵，Ix,Iy,Iz为飞轮三轴转动惯量；ωx,ωy,ωz为飞轮的三轴期望转速，ISt为星体转动惯量，ωo为轨道坐标系相对地球惯性坐标系角速度；
所述太阳黄道坐标系相对轨道坐标系的四元数为
其中，
为轨道坐标系相对地球惯性坐标系四元数，
为太阳黄道坐标系相对地球惯性坐标系四元数；
在太阳黄道坐标系下的整星角动量为
其中，
为太阳黄道坐标系相对轨道坐标系的旋转矩阵；
根据成像时刻的飞轮三轴期望转速ωx,ωy,ωz，轨道坐标系相对地球惯性坐标系四元数
太阳黄道坐标系相对地球惯性坐标系四元数
以及卫星质心坐标系相对轨道坐标系四元数
解算获得太阳黄道坐标系下的整星角动量
即期望角动量；
步骤三、确定卫星的角动量管理条件；
对卫星的角动量进行实时控制，整星实时角动量为H，其三轴分量表示为H(i)，i为x,y,z轴的选取值；
对步骤二获得的期望角动量
设定限定区间，获得期望角动量边界，Hup(i)，Hdown(i)对应期望角动量上界和下界，中间界Hmiddle(i)满足Hmiddle(i)∈(Hdown(i),Hup(i))；
当卫星实时角动量H(i)>Hup(i)时，进行正向卸载，直至H(i)降至Hmiddle(i)；
当卫星实时角动量H(i)<Hdown(i)时，进行角动量负向卸载，直至H(i)升至Hmiddle(i)；
步骤四、角动量控制；
对角动量控制包括偏差角动量控制以及开关控制两种；
偏差角动量
偏差量控制方式为u1＝K·He，其中，K>0为控制系数，u为控制量；He趋于零时，控制量u的模值变小，通过变参数PID控制，随He模值改变K值；
开关控制方式为u2＝-Tf·sign(He)，其中，Tf为给定力矩，sign(·)为符号函数。
2.根据权利要求1所述的一种具有姿态切换的卫星在轨角动量管理及控制方法，其特征在于：步骤一中，卫星质心坐标系、轨道坐标系、太阳黄道坐标系以及地球惯性坐标系分别定义为：
卫星质心坐标系是指固连于卫星的ObXbYbZb直角坐标系，亦称控制坐标系，坐标原点Ob在卫星的质心处，Xb轴与太阳帆板面垂线方向平行，Zb轴与相机光轴方向平行，Yb轴与Xb、Zb轴成右手直角坐标系；
轨道坐标系为直角坐标系ObXOYOZO，其坐标原点Ob为卫星质心，YO轴指向轨道角速度反方向，ZO轴指向地球中心，XO轴与YO、Zo轴成右手直角坐标系，此坐标系为对地定向基准；
太阳黄道坐标系OSXSYSZS，太阳黄道平面为坐标平面，Xs轴指向太阳圆盘中心，ZS轴指向黄极，YS轴位于黄道平面且与XS、ZS右手正交；
地球惯性坐标系为直角坐标系CeXeYeZe，坐标系原点Ce为地心，Xe轴指向平春分点，Ze轴指向平北极，Ye轴和Xe、Ze轴构成右手直角坐标系。
3.根据权利要求1所述的一种具有姿态切换的卫星在轨角动量管理及控制方法，其特征在于：所述地球惯性坐标系下整星角动量的计算公式为：HZ＝HF+HSt，其中，HZ，HF，HSt分别为整星角动量，飞轮角动量和星体角动量；
飞轮角动量在卫星质心坐标系下表示为
星体角动量在轨道坐系下表示为
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Denomination of invention: A satellite in orbit angular momentum management and control method with attitude switching Granted publication date: 20220705 Pledgee: Changchun Development Rural Commercial Bank Co.,Ltd. Pledgor: Changguang Satellite Technology Co.,Ltd. Registration number: Y2024220000026 |