CN114115305A - 一种姿态快速机动的高精度遥感小卫星的控制系统设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种姿态快速机动的高精度遥感小卫星的姿态控制系统设计方法，包括：(1)以任务为导向的差异化执行机构选型配置，使得卫星既能够实现常态化低能耗的三轴稳定姿态控制，又在惯常机动方向上能进行姿态快速机动。(2)具有先验自控状态信息的小卫星姿态确定传感器配置，在已知卫星常态化姿态任务模式的条件下，以卫星姿态确定精度要求和相对主要亮天体的角位置关系，确定姿态传感器的安装位置和性能指标，确保卫星时刻具备高精度姿态确定能力。(3)差异化执行机构的系统姿态控制算法配置，使得卫星能满足姿态快速机动的同时，保证高稳定度的控制。本发明保证了卫星在指定时间内完成姿态快速机动，也保证微型姿态的高稳定度控制。

Description

一种姿态快速机动的高精度遥感小卫星的控制系统设计方法

技术领域

本发明涉及航天器姿态控制技术领域，具体的，涉及一种姿态快速机动的高精度遥感小卫星的姿态控制系统设计方法。

背景技术

近年来，遥感卫星在遥感信息产业领域的作用越来越大。为进一步提高可执行任务范围和执行效率，为用户提供多样性服务，兼顾高分辨率与宽幅成像，对遥感卫星提出了立体测绘、多条带推扫等任务的需求。

为满足以上任务的需求，卫星需在指定时间内完成姿态快速机动，并同时需保证姿态的高稳定度控制，但控制系统的快速性与稳定性之间存在矛盾，这对卫星姿态控制提出了极大的挑战。

传统立体测绘遥感卫星，一般通过配置控制力矩陀螺作为执行机构来实现快速姿态机动。然而，控制力矩陀螺质量重、结构大、价格昂贵、操纵相对复杂，且自身干扰力矩会对卫星产生较大影响，因此不适用于小卫星的姿态控制系统。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是：针对姿态快速机动高精度遥感小卫星，提供一种配置简单、机动性强、稳定度高的控制系统设计方法。

为了解决上述技术问题，本发明是通过以下技术方案实现的：

一种姿态快速机动的高精度遥感小卫星的姿态控制系统设计方法，包括以下步骤：

步骤一，以任务为导向的差异化执行机构选型配置，即，根据三轴稳定卫星常态化姿态任务模式，区分惯常机动轴和静默轴，在惯常机动轴部署控制力矩更高、控制性能更强的执行机构，在静默轴部署低能耗、小输出量级的执行机构，使得卫星既能够实现常态化低能耗的三轴稳定姿态控制，又在惯常机动方向上能进行姿态快速机动。

步骤二，具有先验自控状态信息的小卫星姿态确定敏感器配置，即，在已知卫星常态化姿态任务模式的条件下，以卫星姿态确定精度要求和相对主要亮天体的角位置关系，确定姿态传感器的安装位置和性能指标，确保卫星时刻具备高精度姿态确定能力。

步骤三，差异化执行机构的系统姿态控制算法配置，即，利用切换姿态控制参数和考虑控制力矩饱和的力矩分配方法，实现差异化执行机构条件下的姿态控制，使得卫星能满足姿态快速机动的同时，保证高稳定度的控制。

步骤一包含的详细步骤如下：

S11，确定执行机构的组成。执行机构由若干大力矩飞轮和反作用飞轮组成。例如，共配置有1台大力矩飞轮，以及3台反作用飞轮。

S12，确定执行机构的性能指标，满足卫星能够实现三轴稳定姿态控制，且在惯常机动轴上能进行姿态快速机动的要求。例如，上述大力矩飞轮和反作用飞轮中，1台大力矩飞轮的最大输出力矩为1Nm，另3台反作用飞轮的最大输出力矩为0.1Nm。大力矩飞轮和反作用飞轮的角动量控制偏差优于0.002Nms。

S13，确定执行机构的安装方位。例如，上述大力矩飞轮和反作用飞轮中，大力矩飞轮和2台反作用飞轮正交正装，1台反作用飞轮斜装。

步骤二包含的详细步骤如下：

S21，确定敏感器的组成。敏感器由若干高精度星敏感器和高精度三轴光纤陀螺组成。例如，共配置有2台高精度星敏感器和1台高精度三轴光纤陀螺。

S22，确定敏感器的性能指标，以满足姿态确定精度和姿态确定稳定度的要求。例如，上述2台高精度星敏感器的姿态测量精度优于3″(3σ)，1台高精度三轴光纤陀螺的零偏稳定性优于0.01°/h(100s，1σ)。

S23，确定敏感器的安装方位，确保卫星在俯仰及侧摆状态下2台星敏感器均能正常工作，以满足高精度姿态确定的要求。例如，2台星敏感器光轴与体坐标系Z轴正方向夹角为126°，且2台星敏感器沿体坐标系YOZ面对称安装，方向朝体坐标系Y轴正方向，且两者光轴夹角为70°。

步骤三包含的详细步骤如下：

S31，卫星接收到姿态机动指令，卫星惯性系下的期望姿态四元数为

卫星惯性系下的期望姿态角速度为ω_d＝[ω_d1，ω_d2，ω_d3]^T；

S32，通过敏感器得到当前卫星的姿态信息，卫星惯性系下的姿态四元数

卫星惯性系下姿态角速度ω＝[ω₁，ω₂，ω₃]^T；

S33，通过卫星期望姿态和当前姿态信息，求得卫星期望姿态与当前姿态的误差四元素

和误差角速度ω_e＝[ω_e1，ω_e2，ω_e3]^T，有

ω_e＝ω-ω_d，

其中，

表示由矢量

生成的反对称阵，表示为

S34，求得各体坐标轴下，飞轮能够提供的最大角加速度a_maxi，i＝1，2，3有

其中，M_maxi为各体坐标轴下飞轮所能提供的最大输出力矩，I_i为卫星各体坐标轴惯量；

其中，i＝1对应于体坐标系X轴，i＝2对应于体坐标系Y轴，i＝3对应于体坐标系Z轴；

S35，求得各体坐标轴下，误差四元数最大幅值L_maxi，i＝1，2，3，有

其中，ω_maxi为卫星各轴最大角速度限幅；

S36，采用切换PD参数K_p，K_d的方法，PD参数切换策略如下

当误差四元数及误差角速度较大时，采用一组PD参数K_p1，K_d1，以满足快速机动的需求；当误差四元数及误差角速度较小时，采用另一组PD参数K_p2，K_d2，以满足高稳定度的需求；

S37，考虑控制力矩饱和约束下，求得控制器发送给各轴执行机构的力矩指令为

其中，sign(.)为取符号函数，表示

sat(.)为饱和函数，表示

与现有技术相比，本发明的有益之处是：

一、本发明所述的差异化执行机构选型配置方法，相比于传统同型号飞轮的配置方案，具有能耗低、质量轻、尺寸小等优势。在惯常机动轴部署控制力矩更高、控制性能更强的执行机构，在静默轴部署低能耗、小输出量级的执行机构，使得卫星既能够实现常态化低能耗的三轴稳定姿态控制，又在惯常机动方向上能进行姿态快速机动。

二、本发明所述执行机构由若干大力矩飞轮和反作用飞轮组成，相比于使用控制力矩陀螺作为执行机构的方案，具有灵活性强、控制可靠性高、干扰力矩更小、价格低廉等优势，可适用于质量更轻、体积更小、成本更低的遥感小卫星。

三、本发明所述具有先验自控状态信息的小卫星姿态确定敏感器配置方法，可确保卫星在俯仰及侧摆等已知常态化姿态任务模式的条件下，2台星敏感器均能正常工作。通过2台星敏感器的数据融合，姿态确定的精度更高，可满足立体测绘、多条带推扫等任务对高精度姿态确定的需求。

四、本发明所述差异化执行机构的系统姿态控制算法配置，通过切换姿态控制参数和考虑控制力矩饱和的力矩分配方法，解决了传统控制算法在快速性与稳定性之间存在的矛盾，实现了差异化执行机构条件下的姿态控制，使得卫星能满足姿态快速机动的同时，保证高稳定度的控制。

附图说明

下面结合附图对本发明进一步说明：

图1是本发明中高精度遥感小卫星姿态控制系统的组成示意图；

图2是本发明中高精度遥感小卫星的执行机构组成示意图；

图3是本发明的仿真实验过程中生成的卫星实际姿态欧拉角与期望姿态欧拉角偏差的时间响应曲线；

图4是本发明的仿真实验过程中生成的卫星实际姿态角速度与期望姿态角速度偏差的时间响应曲线。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例不是本发明的全部实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。

请参阅图1，一种姿态快速机动的高精度遥感小卫星的姿态控制系统设计方法，包括以下步骤：

步骤一，以任务为导向的差异化执行机构选型配置，即，根据三轴稳定卫星常态化姿态任务模式，区分惯常机动轴和静默轴，在惯常机动轴部署控制力矩更高、控制性能更强的执行机构，在静默轴部署低能耗、小输出量级的执行机构，使得卫星既能够实现常态化低能耗的三轴稳定姿态控制，又在惯常机动方向上能进行姿态快速机动。本实施例中，卫星体轴坐标系的Y轴为惯常机动轴，X轴、Z轴为静默轴，卫星三轴控制稳定度优于0.001°/s(3σ)，σ这个符号，是统计学中的一个概念，表示数值分布在(μ-3σ，μ+3σ)中的概率为0.9973。

步骤二，具有先验自控状态信息的小卫星姿态确定敏感器配置，即，在已知卫星常态化姿态任务模式的条件下，以卫星姿态确定精度要求和相对主要亮天体的角位置关系，确定姿态传感器的安装位置和性能指标，确保卫星时刻具备高精度姿态确定能力。本实施例中，卫星姿态确定精度优于0.01°(3σ)，姿态确定稳定度优于0.001°/s(3σ)。

步骤三，差异化执行机构的系统姿态控制算法配置，即，利用姿态控制参数自整定和考虑控制力矩饱和的力矩分配方法，实现差异化执行机构条件下的姿态控制，使得卫星能满足姿态快速机动的同时，保证高稳定度的控制。本实施例中，俯仰方向姿态机动18°的时间优于23s，且姿态控制精度优于0.05°(3σ)，控制稳定度优于0.001°/s(3σ)。

结合图2，下面详细说明步骤一包含的详细步骤：

S11，确定执行机构的组成。如图2所示，执行机构由若干大力矩飞轮和反作用飞轮组成。共配置有1台大力矩飞轮，以及3台反作用飞轮。

S12，确定执行机构的性能指标，满足卫星能够实现三轴稳定姿态控制，且在俯仰方向上能进行姿态快速机动的要求。上述大力矩飞轮和反作用飞轮中，1台大力矩飞轮的最大输出力矩为1Nm，另3台反作用飞轮的最大输出力矩为0.1Nm。为满足控制稳定度优于0.001°/s(3σ)的要求，大力矩飞轮和反作用飞轮的角动量控制偏差优于0.002Nms。

S13，确定执行机构的安装方位。上述大力矩飞轮和反作用飞轮中，大力矩飞轮和2台反作用飞轮正交正装，1台反作用飞轮斜装。相互正交安装的大力矩飞轮和2台反作用飞轮，分别与卫星的3个体坐标系平行，确保卫星能够实现三轴稳定姿态控制。1台斜装的反作用飞轮，与3个体坐标系的夹角皆为54.74°。其中，同体坐标系Y轴平行安装的为大力矩飞轮，最大输出力矩为1Nm，另3个安装位置的反作用飞轮的最大输出力矩为0.1Nm。

下面详细说明步骤二包含的详细步骤：

S21，确定敏感器的组成。敏感器由若干高精度星敏感器和高精度三轴光纤陀螺组成。共配置有2台高精度星敏感器和1台高精度三轴光纤陀螺。

S22，确定敏感器的性能指标，以满足姿态确定精度和姿态确定稳定度的要求。上述2台高精度星敏感器的姿态测量精度优于3″(3σ)，1台高精度三轴光纤陀螺的零偏稳定性优于0.01°/h(100s，1σ)。

S23，确定敏感器的安装方位，确保卫星在俯仰及侧摆状态下2台星敏感器均能正常工作，以满足高精度姿态确定的要求。2台星敏感器光轴与体坐标系Z轴正方向夹角为126°，且2台星敏感器沿体坐标系YOZ面对称安装，方向朝体坐标系Y轴正方向，且两者光轴夹角为70°。

下面详细说明步骤三包含的详细步骤：

S31，卫星接收到姿态机动指令，本实施例中，可设卫星惯性系下的期望姿态四元数为

卫星惯性系下的期望姿态角速度为ω_d＝[ω_d1，ω_d2，ω_d3]^T。

S32，通过敏感器得到当前卫星的姿态信息，卫星惯性系下的姿态四元数

卫星惯性系下姿态角速度ω＝[ω₁，ω₂，ω₃]^T。

S33，通过卫星期望姿态和当前姿态信息，可求得卫星期望姿态与当前姿态的误差四元素

和误差角速度ω_e＝[ω_e1，ω_e2，ω_e3]^T，有

ω_e＝ω-ω_d，

其中，

表示由矢量

生成的反对称阵，表示为

S34，求得各体坐标轴下，飞轮能够提供的最大角加速度a_maxi(i＝1，2，3)，有

其中，M_maxi为各体坐标轴下飞轮所能提供的最大输出力矩，I_i为卫星各体坐标轴惯量；

其中，i＝1对应于体坐标系X轴，i＝2对应于体坐标系Y轴，i＝3对应于体坐标系Z轴；

S35，求得各体坐标轴下，误差四元数最大幅值L_maxi，i＝1，2，3，有

其中，ω_maxi为卫星各轴最大角速度限幅；

S36，采用切换PD参数K_p，K_d的方法，PD参数切换策略如下

当误差四元数及误差角速度较大时，采用一组PD参数K_p1，K_d1，以满足快速机动的需求。当误差四元数及误差角速度较小时，采用另一组PD参数K_p2，K_d2，以满足高稳定度的需求。

S37，考虑控制力矩饱和约束下，求得控制器发送给各轴执行机构的力矩指令为

其中，sign(.)为取符号函数，表示

sat(.)饱和函数，表示

依据本发明所提出的一种姿态快速机动的高精度遥感小卫星的姿态控制系统设计方法，对姿态机动过程进行仿真分析。各项仿真参数可设置为：

1、卫星参数

质量：m＝343kg，

转动惯量矩阵：

2、姿态参数

初始欧拉角：

期望欧拉角：

3、轨道参数

半长轴：a＝6878.14km，

偏心率：e＝0，

轨道倾角：i＝97.4065°，

升交点赤经：Ω＝195.436°，

近地点幅角：ω＝0，

真近点角：f＝0。

4、执行机构参数

反作用飞轮转动惯量：I_x＝0.00636kgm²，I_y＝0.00636kgm²，I_z＝0.00636kgm²，

反作用飞轮最大转速：

反作用飞轮最大输出力矩：M_x，z，s＝0.1Nm，

大力矩飞轮转动惯量：I_y＝0.0875kgm²，

反作用飞轮最大转速：

反作用飞轮最大输出力矩：M_y＝1Nm。

5、敏感器参数

星敏感器测量误差：x，y方向≤3.0″，z方向≤25″，

光纤陀螺零偏稳定性：≤0.01°/h(100s，Iσ)。

6、控制器参数

控制增益1：K_p1＝4.0，K_d1＝4.0，

控制增益2：K_p2＝0.5，K_d2＝6.0。

根据上述仿真参数，得到的仿真结果如图3-4。

如图3所示，卫星在18s内完成了由+9°到-9°的俯仰方向的机动，且卫星三轴的姿态控制精度为0.00579°(3σ)。

如图4所示，卫星在18s后姿态角速度实现收敛，姿态控制稳定度为X轴0.00040°/s(3σ)、Y轴0.00065°/s(3σ)、Z轴0.00048°/s(3σ)。

上述图3至图4的仿真结果，验证了本发明所提出的一种姿态快速机动的高精度遥感小卫星的姿态控制系统设计方法，实现了遥感小卫星在俯仰方向上姿态快速机动，并同时保证姿态的高稳定度控制，可满足遥感小卫星立体测绘、多条带推扫等任务的需求。

需要强调的是：以上仅是本发明的较佳实施例而已，并非对本发明作任何形式上的限制，凡是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、等同变化与修饰，均仍属于本发明技术方案的范围内。

Claims (4)

1.一种姿态快速机动的高精度遥感小卫星的姿态控制系统设计方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤一，以任务为导向的差异化执行机构选型配置，即，根据三轴稳定卫星常态化姿态任务模式，区分惯常机动轴和静默轴，在惯常机动轴部署控制力矩更高、控制性能更强的执行机构，在静默轴部署低能耗、小输出量级的执行机构，使得卫星既能够实现常态化低能耗的三轴稳定姿态控制，又在惯常机动方向上能进行姿态快速机动；

步骤二，具有先验自控状态信息的小卫星姿态确定敏感器配置，即，在已知卫星常态化姿态任务模式的条件下，以卫星姿态确定精度要求和相对主要亮天体的角位置关系，确定姿态传感器的安装位置和性能指标，确保卫星时刻具备高精度姿态确定能力；

步骤三，差异化执行机构的系统姿态控制算法配置，即，利用姿态控制参数自整定和考虑控制力矩饱和的力矩分配方法，实现差异化执行机构条件下的姿态控制，使得卫星能满足姿态快速机动的同时，保证高稳定度的控制。

2.如权利要求1所述的一种姿态快速机动的高精度遥感小卫星的姿态控制系统设计方法，其特征在于：步骤一的具体实现方式包括如下子步骤；

S11，确定执行机构的组成，所述执行机构由若干大力矩飞轮和反作用飞轮组成，共配置有1台大力矩飞轮，以及3台反作用飞轮；

S12，确定执行机构的性能指标，满足卫星能够实现三轴稳定姿态控制，且在俯仰方向上能进行姿态快速机动的要求，上述大力矩飞轮和反作用飞轮中，1台大力矩飞轮的最大输出力矩为1Nm，另3台反作用飞轮的最大输出力矩为0.1Nm，为满足控制稳定度优于0.001°/s的要求，大力矩飞轮和反作用飞轮的角动量控制偏差优于0.002Nms；

S13，确定执行机构的安装方位，上述大力矩飞轮和反作用飞轮中，大力矩飞轮和2台反作用飞轮正交正装，1台反作用飞轮斜装，相互正交安装的大力矩飞轮和2台反作用飞轮，分别与卫星的3个体坐标系平行，确保卫星能够实现三轴稳定姿态控制；1台斜装的反作用飞轮，与3个体坐标系的夹角皆为54.74°；其中，同体坐标系Y轴平行安装的为大力矩飞轮，最大输出力矩为1Nm，另3个安装位置的反作用飞轮的最大输出力矩为0.1Nm。

3.如权利要求1所述的一种姿态快速机动的高精度遥感小卫星的姿态控制系统设计方法，其特征在于：步骤二的具体实现包括如下子步骤；

S21，确定敏感器的组成，敏感器由若干高精度星敏感器和高精度三轴光纤陀螺组成，共配置有2台高精度星敏感器和1台高精度三轴光纤陀螺；

S22，确定敏感器的性能指标，以满足姿态确定精度和姿态确定稳定度的要求，上述2台高精度星敏感器的姿态测量精度优于3″，1台高精度三轴光纤陀螺的零偏稳定性优于0.01°/h；

S23，确定敏感器的安装方位，确保卫星在俯仰及侧摆状态下2台星敏感器均能正常工作，以满足高精度姿态确定的要求；2台星敏感器光轴与体坐标系Z轴正方向夹角为126°，且2台星敏感器沿体坐标系YOZ面对称安装，方向朝体坐标系Y轴正方向，且两者光轴夹角为70°。

4.如权利要求1所述的一种姿态快速机动的高精度遥感小卫星的姿态控制系统设计方法，其特征在于：步骤三的具体实现包括如下子步骤；

S31，卫星接收到姿态机动指令，卫星惯性系下的期望姿态四元数为

卫星惯性系下的期望姿态角速度为ω_d＝[ω_d1，ω_d2，ω_d3]^T；

S32，通过敏感器得到当前卫星的姿态信息，卫星惯性系下的姿态四元数

卫星惯性系下姿态角速度ω＝[ω₁，ω₂，ω₃]^T；

S33，通过卫星期望姿态和当前姿态信息，求得卫星期望姿态与当前姿态的误差四元素

和误差角速度ω_e＝[ω_e1，ω_e2，ω_e3]^T，有

ω_e＝ω-ω_d，

其中，

表示由矢量

生成的反对称阵，表示为

S34，求得各体坐标轴下，飞轮能够提供的最大角加速度a_maxi，i＝1，2，3，有

其中，M_maxi为各体坐标轴下飞轮所能提供的最大输出力矩，I_i为卫星各体坐标轴惯量；

其中，i＝1对应于体坐标系X轴，i＝2对应于体坐标系Y轴，i＝3对应于体坐标系Z轴；

S35，求得各体坐标轴下，误差四元数最大幅值L_maxi，i＝1，2，3，有

其中，ω_maxi为卫星各轴最大角速度限幅；

S36，采用切换PD参数K_p，K_d的方法，PD参数切换策略如下

当误差四元数及误差角速度较大时，采用一组PD参数K_p1，K_d1，以满足快速机动的需求；当误差四元数及误差角速度较小时，采用另一组PD参数K_p2，K_d2，以满足高稳定度的需求；

S37，考虑控制力矩饱和约束下，求得控制器发送给各轴执行机构的力矩指令为

其中，sign(.)为取符号函数，表示

sat(.)为饱和函数，表示

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