CN112607064B - 避免进入自旋状态的微纳卫星磁阻尼控制方法 - Google Patents

避免进入自旋状态的微纳卫星磁阻尼控制方法 Download PDF

Info

Publication number
CN112607064B
CN112607064B CN202011557005.6A CN202011557005A CN112607064B CN 112607064 B CN112607064 B CN 112607064B CN 202011557005 A CN202011557005 A CN 202011557005A CN 112607064 B CN112607064 B CN 112607064B
Authority
CN
China
Prior art keywords
satellite
magnetic
geomagnetic field
moment
spinning state
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202011557005.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN112607064A (zh
Inventor
杜宁
吴树范
慕忠成
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Shanghai Jiaotong University
Original Assignee
Shanghai Jiaotong University
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Shanghai Jiaotong University filed Critical Shanghai Jiaotong University
Priority to CN202011557005.6A priority Critical patent/CN112607064B/zh
Publication of CN112607064A publication Critical patent/CN112607064A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112607064B publication Critical patent/CN112607064B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/32—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using earth's magnetic field
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/36—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors
    • B64G1/366—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors using magnetometers

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Environmental & Geological Engineering (AREA)
  • General Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Geochemistry & Mineralogy (AREA)
  • Geology (AREA)
  • Measuring Magnetic Variables (AREA)

Abstract

一种避免进入自旋状态的微纳卫星磁阻尼控制方法，在采用Bdot磁阻尼方法进行卫星角速度阻尼控制的同时，监测卫星是否进入旋转方向接近地磁场方向的自旋状态并设置磁矩指令方向近似垂直于自旋轴方向以增加垂直地磁场方向的控制力矩，当卫星逃离自旋状态时切换回Bdot磁阻尼方法。本发明在Bdot磁阻尼控制方法基础上，增加垂直地磁场方向的控制力矩，避免卫星自旋轴与地磁场方向重合，具备更好的磁阻尼控制效果。

Description

避免进入自旋状态的微纳卫星磁阻尼控制方法
技术领域
本发明涉及的是一种卫星控制领域的技术，具体是一种避免进入自旋状态的微纳卫星磁阻尼控制方法。
背景技术
微纳卫星与运载火箭或所搭载卫星分离时，初始分离角速度通常较大，无法直接接入飞轮进行姿态控制，因此必须先通过磁力矩器进行角速度阻尼控制。常规的Bdot磁阻尼控制方法，由磁强计测量得到的卫星本体系内地磁场强度，根据地磁场强度变化方向，控制磁力矩器电流方向，进而为星体施加磁矩，结合地磁场产生磁控力矩，实现卫星角速度阻尼控制。但该技术容易使卫星进入一种绕星体最大转动惯量方向的自旋稳定状态，且自旋轴接近地磁场矢量方向，此时星体坐标系内地磁场矢量变化不明显，无法继续降低自旋角速度，因此不能达到预期的角速度阻尼效果，难以接入飞轮进行姿态控制。
发明内容
本发明针对现有技术存在的上述不足，提出一种避免进入自旋状态的微纳卫星磁阻尼控制方法，在Bdot磁阻尼控制方法基础上，增加垂直地磁场方向的控制力矩，避免卫星自旋轴与地磁场方向重合，具备更好的磁阻尼控制效果。
本发明是通过以下技术方案实现的：
本发明涉及一种避免进入自旋状态的微纳卫星磁阻尼方法，在采用Bdot磁阻尼方法进行卫星角速度阻尼控制的同时，监测卫星是否进入旋转方向接近地磁场方向的自旋状态并设置磁矩指令方向近似垂直于自旋轴方向以增加垂直地磁场方向的控制力矩，当卫星逃离自旋状态时切换回Bdot磁阻尼方法。
所述的监测是指：对磁强计测量得到的地磁场强度方向、各方向地磁场强度变化率进行判断。
技术效果
本发明整体解决了现有微纳卫星磁阻尼控制过程中，将进入一种绕星体最大转动惯量方向的自旋稳定状态，卫星角速度无法进一步阻尼的问题。本发明能够在卫星进入自旋轴与地磁场方向重合的自旋状态后，只需使用星载磁强计和磁力矩器产品，可自主逃离自旋状态，进而实现预期的角速度阻尼效果。
附图说明
图1为Bdot方法磁阻尼过程卫星进入自旋状态示意图；
图2为三轴磁力矩器安装方向示意图；
图3为自主逃离自旋状态示意图；
图4a和图4b为效果实例数据比较图。
具体实施方式
本实施例涉及一种避免进入自旋状态的微纳卫星磁阻尼控制方法，包括以下步骤：
第一步，采用Bdot磁阻尼方法进行卫星角速度阻尼控制，具体为：
1.1)计算卫星本体系下地磁场强度矢量Bb＝As2bBs＝[bx by bz]，其中：Bs为磁强计测量得到的三轴地磁场强度矢量，单位为Gs；As2b为磁强计测量坐标系至卫星本体坐标系转换矩阵，该矩阵由磁强计在卫星本体安装方位决定；
1.2)计算卫星本体坐标系下地磁场强度变化率
Figure GDA0003098427600000021
其中：Bb_k为当前拍本体系下地磁场强度矢量，Bb_k-1为前一拍本体系下地磁场强度矢量，Δt为采样时间间隔；
1.3)计算磁力矩器指令磁矩
Figure GDA0003098427600000022
其中：k为磁力矩器最大磁矩，sign()为符号函数，实现卫星角速度阻尼控制。
第二步：对磁强计测量得到的地磁场强度方向、各方向地磁场强度变化率进行判断，当各方向地磁场强度变化率均小于阈值、且地磁场强度最大值方向与转动惯量最大值方向重合时，判定卫星进入了旋转方向接近地磁场方向的自旋状态，否则回到第一步，具体为：同时满足
Figure GDA0003098427600000023
即各方向地磁场强度变化率
Figure GDA0003098427600000024
均小于阈值的同时，各方向地磁场强度最大值bmax位于卫星最大转动惯量主轴方向，可判定卫星进入了旋转方向接近地磁场方向的自旋状态，其中：bmax＝max(abs(Bb))为本体坐标系下各方向地磁场强度绝对值的最大值；
Figure GDA0003098427600000025
为本体坐标系下各方向地磁场强度变化率绝对值的最大值。
以500km近地圆轨道卫星为例，地磁场强度变化率阈值可取0.05Gs/s。
第三步，判断卫星进入自旋状态后，令磁矩指令方向近似垂直于自旋轴方向，以增加垂直地磁场方向的控制力矩，控制卫星逃离自旋状态：设置指令磁矩：
Figure GDA0003098427600000031
其中：bmin＝min(abs(Bb))，即令指令磁矩方向沿本体下地磁场强度最小方向，从而保证磁矩方向垂直于自旋轴方向，由于此时地磁场强度方向接近自旋轴方向，磁矩与磁场叉乘得到的力矩方向将近似垂直自旋轴方向，从而逃离绕最大惯量轴的自旋状态。
第四步，当各方向地磁场强度变化率大于阈值或地磁场强度最大值小于阈值时，切换回Bdot磁阻尼方法并回到第一步从而保证卫星逃离自旋状态并逐步实现角速度阻尼控制。
经过具体实际实验，在500km高度太阳同步轨道、卫星主轴转动惯量[0.050.10.05]kgm2、卫星三轴初始角速度[333]°/s、三轴控制磁矩最大值0.34Am2的环境下，以地磁场强度变化率阈值0.05Gs/s作为进入自旋状态判据，本发明可以控制卫星三轴角速度均可阻尼至0.5°/s以下。
与现有技术相比，本发明可以在进入自旋状态后，卫星角速度最大分量超过1.5°/s，采用本方法后卫星角速度最大分量小于0.5°/s。
上述具体实施可由本领域技术人员在不背离本发明原理和宗旨的前提下以不同的方式对其进行局部调整，本发明的保护范围以权利要求书为准且不由上述具体实施所限，在其范围内的各个实现方案均受本发明之约束。

Claims (2)

1.一种避免进入自旋状态的微纳卫星磁阻尼方法，其特征在于，在采用Bdot磁阻尼方法进行卫星角速度阻尼控制的同时，监测卫星是否进入旋转方向接近地磁场方向的自旋状态并设置磁矩指令方向近似垂直于自旋轴方向以增加垂直地磁场方向的控制力矩，当卫星逃离自旋状态时切换回Bdot磁阻尼方法；
所述的监测是指：对磁强计测量得到的地磁场强度方向、各方向地磁场强度变化率进行判断，具体步骤包括：
第一步，采用Bdot磁阻尼方法进行卫星角速度阻尼控制，具体为：
1.1)计算卫星本体系下地磁场强度矢量Bb＝As2bBs＝[bx by bz]，其中：Bs为磁强计测量得到的三轴地磁场强度矢量，单位为Gs；As2b为磁强计测量坐标系至卫星本体坐标系转换矩阵，该矩阵由磁强计在卫星本体安装方位决定；
1.2)计算卫星本体坐标系下地磁场强度变化率
Figure FDA0003098427590000011
其中：Bb_k为当前拍本体系下地磁场强度矢量，Bb_k-1为前一拍本体系下地磁场强度矢量，Δt为采样时间间隔；
1.3)计算磁力矩器指令磁矩
Figure FDA0003098427590000013
其中：k为磁力矩器最大磁矩，sign()为符号函数，实现卫星角速度阻尼控制；
第二步：对磁强计测量得到的地磁场强度方向、各方向地磁场强度变化率进行判断，当各方向地磁场强度变化率均小于阈值、且地磁场强度最大值方向与转动惯量最大值方向重合时，判定卫星进入了旋转方向接近地磁场方向的自旋状态，否则回到第一步；
第三步，判断卫星进入自旋状态后，令磁矩指令方向近似垂直于自旋轴方向，以增加垂直地磁场方向的控制力矩，控制卫星逃离自旋状态：设置指令磁矩：
Figure FDA0003098427590000012
其中：bmin＝min(abs(Bb))，即令指令磁矩方向沿本体下地磁场强度最小方向，从而保证磁矩方向垂直于自旋轴方向，由于此时地磁场强度方向接近自旋轴方向，磁矩与磁场叉乘得到的力矩方向将近似垂直自旋轴方向，从而逃离绕最大惯量轴的自旋状态；
第四步，当各方向地磁场强度变化率大于阈值或地磁场强度最大值小于阈值时，切换回Bdot磁阻尼方法并回到第一步从而保证卫星逃离自旋状态并逐步实现角速度阻尼控制。
2.根据权利要求1所述的避免进入自旋状态的微纳卫星磁阻尼方法，其特征是，所述的第二步具体为：同时满足
Figure FDA0003098427590000021
即各方向地磁场强度变化率
Figure FDA0003098427590000022
均小于阈值的同时，各方向地磁场强度最大值bmax位于卫星最大转动惯量主轴方向，可判定卫星进入了旋转方向接近地磁场方向的自旋状态，其中：Ii表示卫星X、Y、Z三个主轴转动惯量Ix、Iy或Iz，bmax＝max(abs(Bb))为本体坐标系下各方向地磁场强度绝对值的最大值；
Figure FDA0003098427590000023
为本体坐标系下各方向地磁场强度变化率绝对值的最大值。
CN202011557005.6A 2020-12-25 2020-12-25 避免进入自旋状态的微纳卫星磁阻尼控制方法 Active CN112607064B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011557005.6A CN112607064B (zh) 2020-12-25 2020-12-25 避免进入自旋状态的微纳卫星磁阻尼控制方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011557005.6A CN112607064B (zh) 2020-12-25 2020-12-25 避免进入自旋状态的微纳卫星磁阻尼控制方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112607064A CN112607064A (zh) 2021-04-06
CN112607064B true CN112607064B (zh) 2021-08-06

Family

ID=75244935

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202011557005.6A Active CN112607064B (zh) 2020-12-25 2020-12-25 避免进入自旋状态的微纳卫星磁阻尼控制方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112607064B (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115140318B (zh) * 2022-07-20 2023-05-05 南京理工大学 一种适用于微纳卫星大角速率消旋的磁阻尼控制方法

Citations (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3940096A (en) * 1974-11-27 1976-02-24 Rca Corporation Re-orientation of a spacecraft relative to its angular momentum vector
US5906339A (en) * 1996-11-07 1999-05-25 Motorola, Inc. Multiple axis solar sailing
FR2809502A1 (fr) * 2000-05-29 2001-11-30 Matra Marconi Space France Procede de commande d'attitude d'un satellite en orbite terrestre basse
CN1983098A (zh) * 2005-12-14 2007-06-20 上海微小卫星工程中心 主动磁控为主的微小卫星姿态控制方法及系统
CN102582850A (zh) * 2012-03-16 2012-07-18 上海微小卫星工程中心 提高卫星磁控精度的方法
CN103072701A (zh) * 2013-01-30 2013-05-01 北京控制工程研究所 一种欠驱动的卫星消旋控制方法
CN103112603A (zh) * 2013-01-30 2013-05-22 北京控制工程研究所 欠驱动高速自旋卫星建立正常姿态的方法
CN105667838A (zh) * 2016-03-14 2016-06-15 西北工业大学 一种皮纳卫星的模块化姿态确定与控制装置及其方法
CN106218923A (zh) * 2016-07-27 2016-12-14 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 一种磁力矩器的控制方法
CN107444675A (zh) * 2017-08-18 2017-12-08 上海微小卫星工程中心 一种航天器速率阻尼控制方法
CN108069050A (zh) * 2016-11-14 2018-05-25 上海微小卫星工程中心 一种航天器的初始姿态捕获控制方法及系统
CN109533396A (zh) * 2019-01-16 2019-03-29 上海微小卫星工程中心 一种基于磁测磁控的卫星自旋定向方法
CN110667892A (zh) * 2019-10-31 2020-01-10 北京国电高科科技有限公司 基于地磁测量的卫星消旋控制方法
CN112046793A (zh) * 2019-06-05 2020-12-08 上海交通大学 复杂扰动下的空间相对状态快速确定方法

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4916622A (en) * 1988-06-16 1990-04-10 General Electric Company Attitude control system
US5816538A (en) * 1994-10-13 1998-10-06 Hughes Electronics Corporation Dynamic decoupler for improved attitude control
CA2383255C (en) * 2002-04-23 2010-06-01 Astrium Sas Method of controlling the attitude and stabilization of a satellite in low orbit
CN104460679B (zh) * 2014-11-28 2018-05-08 南京航空航天大学 一种基于切换控制方法的挠性航天器欠驱动控制系统及其姿态控制方法
CN106494646B (zh) * 2016-11-21 2019-03-26 上海航天控制技术研究所 一种磁阻尼重捕地球控制方法及系统
CN106502101B (zh) * 2016-12-23 2019-04-19 西北工业大学 航天器抓捕目标后组合体无模型快速消旋稳定控制方法
CN109677638B (zh) * 2019-01-30 2020-09-01 上海微小卫星工程中心 一种基于地磁场测量参数的改进的纯磁控自旋对日定向方法
CN109911250B (zh) * 2019-04-09 2020-11-03 上海微小卫星工程中心 一种磁测磁控速率阻尼的方法

Patent Citations (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3940096A (en) * 1974-11-27 1976-02-24 Rca Corporation Re-orientation of a spacecraft relative to its angular momentum vector
US5906339A (en) * 1996-11-07 1999-05-25 Motorola, Inc. Multiple axis solar sailing
FR2809502A1 (fr) * 2000-05-29 2001-11-30 Matra Marconi Space France Procede de commande d'attitude d'un satellite en orbite terrestre basse
CN1983098A (zh) * 2005-12-14 2007-06-20 上海微小卫星工程中心 主动磁控为主的微小卫星姿态控制方法及系统
CN102582850A (zh) * 2012-03-16 2012-07-18 上海微小卫星工程中心 提高卫星磁控精度的方法
CN103112603A (zh) * 2013-01-30 2013-05-22 北京控制工程研究所 欠驱动高速自旋卫星建立正常姿态的方法
CN103072701A (zh) * 2013-01-30 2013-05-01 北京控制工程研究所 一种欠驱动的卫星消旋控制方法
CN105667838A (zh) * 2016-03-14 2016-06-15 西北工业大学 一种皮纳卫星的模块化姿态确定与控制装置及其方法
CN106218923A (zh) * 2016-07-27 2016-12-14 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 一种磁力矩器的控制方法
CN108069050A (zh) * 2016-11-14 2018-05-25 上海微小卫星工程中心 一种航天器的初始姿态捕获控制方法及系统
CN107444675A (zh) * 2017-08-18 2017-12-08 上海微小卫星工程中心 一种航天器速率阻尼控制方法
CN109533396A (zh) * 2019-01-16 2019-03-29 上海微小卫星工程中心 一种基于磁测磁控的卫星自旋定向方法
CN112046793A (zh) * 2019-06-05 2020-12-08 上海交通大学 复杂扰动下的空间相对状态快速确定方法
CN110667892A (zh) * 2019-10-31 2020-01-10 北京国电高科科技有限公司 基于地磁测量的卫星消旋控制方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
微小卫星姿态消旋稳定算法研究;李立哲，刘勇，潘泉，冯乾，樊丁;《电光与控制》;20141001;第21卷(第10期);全文 *
面向小卫星姿态控制的磁控垂直消旋法;侯旭光，晏坚， 靳瑾，郭伟;《高技术通讯》;20131115;第23卷(第11期);全文 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN112607064A (zh) 2021-04-06

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Slavinskis et al. High spin rate magnetic controller for nanosatellites
CN111061247B (zh) 整星下飞轮角动量闭环控制的极性测试系统及测试方法
CN105667838A (zh) 一种皮纳卫星的模块化姿态确定与控制装置及其方法
US8321076B2 (en) On-line inertia estimation for use in controlling an aerospace vehicle
CN112607064B (zh) 避免进入自旋状态的微纳卫星磁阻尼控制方法
CN108583938B (zh) 一种可应用于运行于太阳同步晨昏轨道的全向天线通信卫星姿态控制系统及其方法
EP2316736B1 (en) Methods and systems for imposing a momentum boundary while reorienting an agile vehicle with control moment gyroscopes
CN109625329A (zh) 一种基于离散喷气的飞轮角动量自主卸载方法
CN110775302A (zh) 一种基于太阳帆板输出电流信息的应急对日方法
CN109677638A (zh) 一种基于地磁场测量参数的改进的纯磁控自旋对日定向方法
US4807835A (en) Spacecraft attitude stabilization system
Kim et al. Experimental studies of balancing control for a disc-typed mobile robot using a neural controller: GYROBO
EP2390189B1 (en) Methods and systems for reducing angular velocity using a gyroscope array
Anderson et al. Attitude determination and control system simulation and analysis for low-cost micro-satellites
Jan et al. Active control for initial attitude acquisition using magnetic torquers
CN103412573A (zh) 基于级联方程的椭圆轨道航天器相对位置退步控制方法
Jung et al. The design of the OPAL attitude control system
CN110127088A (zh) 一种利用磁力矩器卸载卫星合成角动量的双滞环方法
Imani et al. Optimal sliding mode control for spacecraft formation flying
Mohammed et al. Magnetorquer control for orbital manoeuvre of low earth orbit microsatellite
CN104634183A (zh) 一种基于升阻比实时估计的自适应制导方法
Pastena et al. SMART attitude acquisition and control
CN107757951A (zh) 一种微小卫星零动量实现太阳能捕获的装置及方法
Mulay et al. Attitude determination and control of Pratham, Indian Institute of Technology Bombay's first student satellite
CN113247310B (zh) 一种适用于卫星可连续姿态机动次数的估算方法及系统

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant