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原文传递一种遥感微纳卫星的多阶段姿态控制方法

专利名称：	一种遥感微纳卫星的多阶段姿态控制方法
摘要：	本发明涉及一种遥感微纳卫星的多阶段姿态控制方法，属于航天器姿态控制技术领域。本发明方法以三轴磁力矩器和动量轮组作为姿态控制执行部件，设计了星箭分离后的消旋、对日捕获、对日定向、对地遥感四个主要阶段的姿态控制方法，以及对日定向和对地遥感两阶段间姿态机动的控制方法。消旋阶段消除星箭分离后卫星较大的角速率，建立起了基本受控的姿态；对日捕获及对日定向阶段保证了太阳帆板长期处于充电状态；对地遥感阶段确保了遥感拍照任务的完成。本发明方法以传统PD控制为基础，结合前馈控制，利用四元数表示姿态误差，具有卫星机动响应快，稳态时鲁棒性强、控制精度高的优点，满足了遥感微纳卫星的任务需求。
专利类型：	发明专利
国家地区组织代码：	北京;11
申请人：	清华大学
发明人：	孟子阳;廖茂有;袁斌文;尤政
专利状态：	有效
申请日期：	2019-01-23T00:00:00+0800
发布日期：	2019-05-31T00:00:00+0800
申请号：	CN201910064067.4
公开号：	CN109823571A
代理机构：	北京清亦华知识产权代理事务所(普通合伙)
代理人：	廖元秋
分类号：	B64G1/24(2006.01);B;B64;B64G;B64G1
申请人地址：	100084 北京市海淀区清华园1号
主权项：	1.一种遥感微纳卫星的多阶段姿态控制方法，其特征在于，该方法包括以下步骤： (1)消旋阶段； (1-1)实时获取卫星三轴角速率，将卫星三轴角速率作为偏差，采用PD控制方法，得到三轴磁力矩器目标输出力矩eMT：其中，为卫星三轴角速率，Ixyz为卫星转动惯量矩阵，k1T为第一三轴磁力矩器比例系数； (1-2)以三轴磁力矩器为控制部件，将步骤(1-1)计算得的目标输出力矩，转化为三轴磁力矩器的控制量，形成控制指令，驱动三轴磁力矩器进行卫星三轴角速率的阻尼，作为消旋阶段的姿态控制方式；当卫星三轴角速率保持在设定角速率值以内的时间达到设定的第一时间阈值时，消旋阶段结束，进入步骤(2)对日捕获阶段； (2)对日捕获阶段； (2-1)启动动量轮组达到设定的额定转速，动量轮组启动期间采用消旋阶段的姿态控制方式； (2-2)当动量轮组达到额定转速并保持稳定后，利用动量轮组驱动卫星以设定的搜索角速率ωc，按照绕X轴、绕Z轴、绕XZ轴和绕﹣XZ轴的顺序，依次分别旋转一圈，以搜寻太阳矢量；当卫星旋转时，实时获取卫星三轴角速率，将卫星三轴角速率作为偏差，采用PD控制方法，得到卫星绕不同轴旋转时动量轮组的目标输出力矩eMW：当卫星绕X轴旋转时，计算表达式如下： eMW＝-kd1WIxyz[ωbix -ωc ωbiy ωbiz]T 当卫星绕Z轴旋转时，计算表达式如下： eMW＝-kd1WIxyz[ωbix ωbiy ωbiz -ωc]T 当卫星绕XZ轴旋转时，计算表达式如下：当卫星绕XZ轴旋转时，计算表达式如下：其中，ωbix为卫星X轴角速率，ωbiy为卫星Y轴角速率，ωbiz为卫星Z轴角速率，kd1W为第一动量轮组微分系数； (2-3)将步骤(2-2)计算得的目标输出力矩，结合动量轮组的转动惯量，计算动量轮组控制量，转化为控制指令，驱动卫星以设定角速率旋转搜寻太阳矢量；当搜寻到太阳矢量时，卫星停止旋转，进入步骤(2-4)； (2-4)以太阳敏感器量测得卫星本体系中的太阳矢量与太阳敏感器光轴矢量进行叉乘作为偏差，结合实时的卫星三轴角速率采用PD控制方法，得到动量轮组目标输出力矩eMW：其中，kp2W为第二动量轮组比例系数、kd2W为第二动量轮组微分系数； (2-5)将步骤(2-4)计算得的目标输出力矩，结合动量轮组的转动惯量，计算出动量轮组控制量，转化为控制指令，驱动动量轮组控制卫星调整姿态，使太阳敏感器光轴对日，结束对日捕获阶段，进入步骤(3)对日定向阶段； (3)对日定向阶段； (3-1)实时获取卫星姿态和三轴角速率；根据卫星太阳帆板法向量和卫星当前位置轨道系下的太阳矢量，结合卫星姿态和三轴角速率，计算出卫星当前姿态相对于期望姿态的姿态四元数Qbd，以及卫星本体相对于期望姿态的角速率其中，将卫星帆板稳定对日、卫星剩余两个自由度为最小转角的状态作为卫星的期望姿态； (3-2)将Qbd和作为偏差量，采用PD控制方法，结合前馈补偿项得到动量轮组目标输出力矩eMW：其中，03×1为3×1的零矩阵，I3为3×3单位矩阵，h为动量轮组的转动惯量，kp3W为第三动量轮组比例系数、kd3W为第三动量轮组微分系数； (3-3)将步骤(3-2)计算得的目标输出力矩，结合动量轮组的转动惯量，计算动量轮组控制量并转化为控制指令，驱动动量轮组控制卫星调整姿态，使卫星帆板稳定对日，直到卫星接收到遥感成像命令后，进入步骤(4)对日定向到对地遥感机动阶段； (4)对日定向到对地遥感机动阶段； (4-1)实时获取卫星姿态四元数Qbo和三轴角速率结合卫星中遥感相机安装矩阵、偏流角和侧摆角，计算卫星当前姿态相对于期望姿态的姿态四元数Qbd，以及卫星本体相对期望姿态的角速率 (4-2)对步骤(4-1)计算得的姿态四元数Qbd的标部分量qbd0进行判定并更新动量轮组目标输出力矩：若arccos(qbd0)大于设定角度α，则更新动量轮组目标输出力矩为：若0.1°＜arccos(qbd0)≤α，则更新动量轮组目标输出力矩为：若arccos(qbd0)≤0.1°，则更新动量轮组目标输出力矩为：其中，ωmax为设定的卫星最大可机动角速度，qbd为姿态四元数Qbd的矢部分量，kd4W为第四动量轮组比例系数系数，kp5W为第五动量轮组比例系数，kd5W为第五动量轮组微分系数； (4-3)将步骤(4-2)计算得到的目标输出力矩，结合动量轮组的转动惯量，计算动量轮组控制量，转化为控制指令，驱动动量轮组控制卫星调整姿态；当卫星姿态保持在arccos(qbd0)≤0.1°的时间达到设定的第二时间阈值时，进入步骤(5)对地遥感阶段； (5)对地遥感阶段； (5-1)实时获取卫星姿态四元数Qbo和三轴角速率结合卫星中遥感相机安装矩阵、偏流角和侧摆角，计算卫星当前姿态相对于期望姿态的姿态四元数Qbd，以及卫星本体相对期望姿态的角速率 (5-2)以步骤(5-1)计算得的Qbd和作为偏差量，采用PD控制方法，结合前馈补偿项得到动量轮组目标输出力矩eMW：其中，kp5W为第五动量轮组比例系数，kd5W为第五动量轮组微分系数； (5-3)将步骤(5-2)计算得到的目标输出力矩，结合动量轮组的转动惯量，计算动量轮组控制量，转化为控制指令，驱动动量轮组控制卫星调整姿态，使卫星遥感相机稳定对地成像，当卫星完成遥感成像后，进入步骤(6)对地遥感成像到对日定向机动阶段； (6)对地遥感成像到对日定向机动阶段； (6-1)实时获取卫星姿态四元数Qbo和三轴角速率结合卫星太阳帆板法向量，卫星当前位置轨道系下的太阳矢量，计算卫星当前姿态相对于期望姿态的姿态四元数Qbd，以及卫星本体相对于期望姿态的角速率 (6-2)对步骤(6-1)计算得的姿态四元数Qbd的标量分量qbd0进行判定并更新动量轮组目标输出力矩：若arccos(qbd0)大于设定角度β，则更新动量轮组目标输出力矩为：若0.1°＜arccos(qbd0)≤β，则更新动量轮组目标输出力矩为：若arccos(qbd0)≤0.1°，则更新动量轮组目标输出力矩为：其中，kp3W为第三动量轮组比例系数，kd3W为第三动量轮组微分系数，kd6W为第六动量轮组微分系数； (6-3)将步骤(6-2)计算得的目标输出力矩，结合动量轮组的转动惯量，计算动量轮组控制量，转化为控制指令，驱动动量轮组控制卫星调整姿态；当卫星姿态保持在arccos(qbd0)≤0.1°的时间达到设定的第三时间阈值时，重新返回步骤(3)对日定向阶段。 2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，在对日捕获阶段、对日定向阶段和对地遥感阶段，分别包括以下步骤：实时检测卫星动量轮组转速，若动量轮组转速与额定转速差值达到设定转速差阈值，则利用三轴磁力矩器进行动量轮组角动量的卸载，具体方法如下：以动量轮组当前时刻的转速和额定转速之差为偏差量，采用PD控制方法，得到三轴磁力矩器目标输出力矩，表达式如下： eMT＝-k2T(Ωmw-Ωrate) (1) 其中，eMT表示三轴磁力矩器目标输出力矩，Ωmw为动量轮组当前时刻的转速，Ωrate为额定转速，k2T为第二三轴磁力矩器比例系数；然后将式(1)计算得到的三轴磁力矩器目标输出力矩，结合三轴磁强计测量的地磁场，计算三轴磁力矩器的控制量并转化为对应的控制指令，驱动三轴磁力矩器进行动量轮组角动量的卸载。
所属类别：	发明专利