光學成像小衛星姿態控制系統及工作模式在軌切換方法
2023-06-21 03:15:51 1
光學成像小衛星姿態控制系統及工作模式在軌切換方法
【專利摘要】光學成像小衛星姿態控制系統及工作模式在軌切換方法，屬於衛星姿態控制領域，本發明為解決現有光學成像衛星無法簡單有效地實現在軌切換的問題。本發明所述光學成像小衛星姿態控制系統，它包括姿態測量敏感器、執行機構和姿態控制器；所述姿態測量敏感器包括太陽敏感器、星敏感器和陀螺；執行機構包括反作用飛輪和磁力矩器。本發明所述光學成像小衛星姿態控制系統的工作模式在軌切換方法，將光學成像小衛星姿態控制系統設置為六種工作模式，分別為：速率阻尼模式、對日捕獲模式、對日定向三軸穩定模式、對地定向三軸穩定模式、數傳模式和安全模式。本發明用於所有的光學成像小衛星。
【專利說明】光學成像小衛星姿態控制系統及工作模式在軌切換方法
【技術領域】
[0001]本發明涉及光學成像小衛星姿態控制系統及工作模式在軌切換方法，屬於衛星姿態控制領域。
【背景技術】
[0002]光學成像小衛星作為典型的對地觀測衛星，具有研製周期短、發射靈活等優點，是目前國內外研究的熱點。我國高解析度對地觀測系統(簡稱「高分專項」)是《國家中長期科學和技術發展規劃綱要(2006?2020年)》所確定的16個重大專項之一，於2010年經過國務院批准啟動實施。2013年4月27日，首發星「高分一號」在酒泉衛星發射中心用長徵二號丁運載火箭成功發射。
[0003]光學成像小衛星對衛星姿態控制系統的穩定度、精度和機動能力提出了很高的要求，合理的姿態控制系統工作模式設置及其在軌切換方法是有效保證光學成像小衛星的姿態控制穩定度、精度以及機動能力的前提。
【發明內容】
[0004]本發明目的是為了解決現有光學成像衛星無法簡單有效地實現在軌切換的問題，提供了一種光學成像小衛星姿態控制系統及工作模式在軌切換方法。
[0005]本發明所述光學成像小衛星姿態控制系統，它包括姿態測量敏感器、執行機構和姿態控制器，姿態測量敏感器測量衛星姿態的信息並將姿態信息發送至姿態控制器；姿態控制器接收姿態測量敏感器發送的姿態信息，經過計算產生控制指令，發送至執行機構；執行機構接收姿態控制器發送的控制指令，產生對應的力矩作用於衛星。
[0006]所述姿態測量敏感器包括太陽敏感器、星敏感器和陀螺；太陽敏感器用於測量衛星姿態角，星敏感器用於測量衛星姿態角，陀螺用於測量衛星姿態角速度；執行機構包括反作用飛輪和磁力矩器；反作用飛輪用於對衛星進行機動控制和三軸穩定控制；磁力矩器用於對衛星進行阻尼控制；姿態控制器採用姿態信息處理單元實現。
[0007]本發明所述光學成像小衛星姿態控制系統的工作模式在軌切換方法，將光學成像小衛星姿態控制系統設置為六種工作模式，分別為:速率阻尼模式、對日捕獲模式、對日定向三軸穩定模式、對地定向三軸穩定模式、數傳模式和安全模式；
[0008]六種工作模式的在軌切換方法分別為:
[0009]速率阻尼模式的切換方法為:當衛星接收到星箭分離時分離機構發出的星箭分離信號，或姿態信息處理單元開機時間超過設定時間範圍，則切換為速率阻尼模式；
[0010]對日捕獲模式的切換方法為:當前模式為速率阻尼模式，且衛星姿態角速度小於設定值，且太陽敏感器輸出有更新且星時正確，則切換為對日捕獲模式。
[0011]對日定向三軸穩定模式的切換方法為:當前為對日捕獲模式，且星敏感器輸出有更新且星時正確，則切換為對日定向三軸穩定模式；當前為對地定向三軸穩定模式且時間超過設定時間值，且星敏感器輸出有更新且星時正確，則切換為對日定向三軸穩定模式；當前為數傳模式且時間超過設定時間值，且星敏感器輸出有更新且星時正確，則切換為對日定向三軸穩定模式；
[0012]對地定向三軸穩定模式的切換方法為:根據地面遙控指令，切換為對地定向三軸穩定模式；
[0013]數傳模式的切換方法為:根據地面遙控指令，切換為數傳模式；
[0014]安全模式的切換方法為:當前為對日定向三軸穩定模式，當星敏感器數據異常或衛星蓄電池容量低於設定值，則切換為安全模式；或者根據地面遙控指令，切換為安全模式。
[0015]本發明的優點:本發明解決了現有光學成像衛星無法簡單有效地實現在軌切換的問題，本發明提供了一種簡單有效的衛星姿態工作模式設置及其在軌切換方法，該方法適用於所有的光學成像小衛星，用途廣泛。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0016]圖1是本發明所述光學成像小衛星姿態控制系統的結構示意圖；圖2是本發明所述光學成像小衛星姿態控制系統的工作模式在軌切換方法的流程框圖。
【具體實施方式】
[0017]【具體實施方式】一:下面結合圖1說明本實施方式，本實施方式所述光學成像小衛星姿態控制系統，它包括姿態測量敏感器、執行機構和姿態控制器，姿態測量敏感器測量衛星姿態的信息並將姿態信息發送至姿態控制器；姿態控制器接收姿態測量敏感器發送的姿態信息，經過計算產生控制指令，發送至執行機構；執行機構接收姿態控制器發送的控制指令，產生對應的力矩作用於衛星。
[0018]【具體實施方式】二:下面結合圖1說明本實施方式，本實施方式對實施方式一作進一步說明，所述姿態測量敏感器包括太陽敏感器、星敏感器和陀螺；太陽敏感器用於測量衛星姿態角，星敏感器用於測量衛星姿態角，陀螺用於測量衛星姿態角速度；執行機構包括反作用飛輪和磁力矩器；反作用飛輪用於對衛星進行機動控制和三軸穩定控制；磁力矩器用於對衛星進行阻尼控制；姿態控制器採用姿態信息處理單元實現。
[0019]【具體實施方式】三:下面結合圖2說明本實施方式,本實施方式所述基於光學成像小衛星姿態控制系統的工作模式在軌切換方法，將光學成像小衛星姿態控制系統設置為六種工作模式，分別為:速率阻尼模式、對日捕獲模式、對日定向三軸穩定模式、對地定向三軸穩定模式、數傳模式和安全模式；
[0020]六種工作模式的在軌切換方法分別為:
[0021]速率阻尼模式的切換方法為:當衛星接收到星箭分離時分離機構發出的星箭分離信號，或姿態信息處理單元開機時間超過設定時間範圍，則切換為速率阻尼模式；
[0022]對日捕獲模式的切換方法為:當前模式為速率阻尼模式，且衛星姿態角速度小於設定值，且太陽敏感器輸出有更新且星時正確，則切換為對日捕獲模式。
[0023]對日定向三軸穩定模式的切換方法為:當前為對日捕獲模式，且星敏感器輸出有更新且星時正確，則切換為對日定向三軸穩定模式；當前為對地定向三軸穩定模式且時間超過設定時間值，且星敏感器輸出有更新且星時正確，則切換為對日定向三軸穩定模式；當前為數傳模式且時間超過設定時間值，且星敏感器輸出有更新且星時正確，則切換為對日定向三軸穩定模式；
[0024]對地定向三軸穩定模式的切換方法為:根據地面遙控指令，切換為對地定向三軸穩定模式；
[0025]數傳模式的切換方法為:根據地面遙控指令，切換為數傳模式；
[0026]安全模式的切換方法為:當前為對日定向三軸穩定模式，當星敏感器數據異常或衛星蓄電池容量低於設定值，則切換為安全模式；或者根據地面遙控指令，切換為安全模式。
[0027]【具體實施方式】四:下面結合圖2說明本實施方式，本實施方式對實施方式三作進一步說明，所述六種工作模式的設置方法為:
[0028]速率阻尼模式採用姿態測量敏感器陀螺測量衛星姿態角速度，通過積分計算得到姿態角，姿態控制器根據姿態角產生控制指令，執行機構接收該控制指令，執行機構磁力矩器對衛星進行阻尼控制；
[0029]對日捕獲模式採用姿態測量敏感器太陽敏感器測量衛星姿態角，姿態測量敏感器陀螺測量衛星姿態角速度，姿態控制器根據姿態角和姿態角速度產生控制指令，執行機構反作用飛輪接收該控制指令，對衛星進行機動直至帆板法線方向指向太陽；
[0030]對日定向三軸穩定模式採用姿態測量敏感器星敏感器測量衛星角，姿態測量敏感器陀螺測量姿態角速度，姿態控制器根據姿態角速度和姿態角產生控制指令，執行機構反作用飛輪接收該控制指令，對衛星進行三軸穩定控制；
[0031]對地定向三軸穩定模式採用姿態測量敏感器星敏感器測量衛星姿態角，同時採用姿態測量敏感器陀螺測量衛星姿態角速度，姿態控制器根據姿態角和姿態角速度產生控制指令，執行機構反作用飛輪接收該控制指令，對衛星進行三軸穩定控制；
[0032]數傳模式採用姿態測量敏感器星敏感器測量衛星姿態角，同時採用姿態測量敏感器陀螺測量衛星姿態角速度，姿態控制器根據姿態角和姿態角速度產生控制指令，執行機構反作用飛輪接收該控制指令，對衛星進行三軸穩定控制；
[0033]安全模式採用姿態測量敏感器陀螺測量衛星姿態角速度，姿態控制器根據姿態角速度產生控制指令，執行機構反作用飛輪接收該控制指令，對衛星進行三軸穩定控制。
[0034]【具體實施方式】五:本實施方式對實施方式三作進一步說明，光學成像小衛星在軌長期姿態工作模式為對日定向三軸穩定模式。
[0035]【具體實施方式】六:本實施方式對實施方式三作進一步說明，速率阻尼模式的切換方法中所述的設定時間為7200s。
[0036]【具體實施方式】七:本實施方式對實施方式三作進一步說明，對日捕獲模式的切換方法中所述的星體角速度設定值為0.0lrad/s。
[0037]【具體實施方式】八:本實施方式對實施方式三作進一步說明，對日定向三軸穩定模式的切換方法中所述時間的設定值均為2400s。
[0038]【具體實施方式】九:本實施方式對實施方式三作進一步說明，安全模式的切換方法中所述蓄電池容量的設定值為蓄電池總容量的40%。
[0039]本發明中模式切換方法中的給出的設定時間、設定值等參數可以根據不同的任務適當調整。
【權利要求】
1.光學成像小衛星姿態控制系統，其特徵在於，它包括姿態測量敏感器、執行機構和姿態控制器，姿態測量敏感器測量衛星姿態的信息並將姿態信息發送至姿態控制器；姿態控制器接收姿態測量敏感器發送的姿態信息，經過計算產生控制指令，發送至執行機構；執行機構接收姿態控制器發送的控制指令，產生對應的力矩作用於衛星。
2.根據權利要求1所述的光學成像小衛星姿態控制系統，其特徵在於，所述姿態測量敏感器包括太陽敏感器、星敏感器和陀螺；太陽敏感器用於測量衛星姿態角，星敏感器用於測量衛星姿態角，陀螺用於測量衛星姿態角速度；執行機構包括反作用飛輪和磁力矩器；反作用飛輪用於對衛星進行機動控制和三軸穩定控制；磁力矩器用於對衛星進行阻尼控制；姿態控制器採用姿態信息處理單元實現。
3.基於權利要求2所述光學成像小衛星姿態控制系統的工作模式在軌切換方法，其特徵在於，將光學成像小衛星姿態控制系統設置為六種工作模式，分別為:速率阻尼模式、對日捕獲模式、對日定向三軸穩定模式、對地定向三軸穩定模式、數傳模式和安全模式； 六種工作模式的在軌切換方法分別為: 速率阻尼模式的切換方法為:當衛星接收到星箭分離時分離機構發出的星箭分離信號，或姿態信息處理單元開機時間超過設定時間範圍，則切換為速率阻尼模式； 對日捕獲模式的切換方法為:當前模式為速率阻尼模式，且衛星姿態角速度小於設定值，且太陽敏感器輸出有更新且星時正確，則切換為對日捕獲模式。 對日定向三軸穩定模式的切換方法為:當前為對日捕獲模式，且星敏感器輸出有更新且星時正確，則切換為對日定向三軸穩定模式；當前為對地定向三軸穩定模式且時間超過設定時間值，且星敏感器輸出有更新且星時正確，則切換為對日定向三軸穩定模式；當前為數傳模式且時間超過設定時間值，且星敏感器輸出有更新且星時正確，則切換為對日定向三軸穩定模式； 對地定向三軸穩定模式的切換方法為:根據地面遙控指令，切換為對地定向三軸穩定模式； 數傳模式的切換方法為:根據地面遙控指令，切換為數傳模式； 安全模式的切換方法為:當前為對日定向三軸穩定模式，當星敏感器數據異常或衛星蓄電池容量低於設定值，則切換為安全模式；或者根據地面遙控指令，切換為安全模式。
4.根據權利要求3所述光學成像小衛星姿態控制系統的工作模式在軌切換方法，其特徵在於，所述六種工作模式的設置方法為: 速率阻尼模式採用姿態測量敏感器陀螺測量衛星姿態角速度，通過積分計算得到姿態角，姿態控制器根據姿態角產生控制指令，執行機構接收該控制指令，執行機構磁力矩器對衛星進行阻尼控制； 對日捕獲模式採用姿態測量敏感器太陽敏感器測量衛星姿態角，姿態測量敏感器陀螺測量衛星姿態角速度，姿態控制器根據姿態角和姿態角速度產生控制指令，執行機構反作用飛輪接收該控制指令，對衛星進行機動直至帆板法線方向指向太陽； 對日定向三軸穩定模式採用姿態測量敏感器星敏感器測量衛星角，姿態測量敏感器陀螺測量姿態角速度，姿態控制器根據姿態角速度和姿態角產生控制指令，執行機構反作用飛輪接收該控制指令，對衛星進行三軸穩定控制； 對地定向三軸穩定模式採用姿態測量敏感器星敏感器測量衛星姿態角，同時採用姿態測量敏感器陀螺測量衛星姿態角速度，姿態控制器根據姿態角和姿態角速度產生控制指令，執行機構反作用飛輪接收該控制指令，對衛星進行三軸穩定控制； 數傳模式採用姿態測量敏感器星敏感器測量衛星姿態角，同時採用姿態測量敏感器陀螺測量衛星姿態角速度，姿態控制器根據姿態角和姿態角速度產生控制指令，執行機構反作用飛輪接收該控制指令，對衛星進行三軸穩定控制； 安全模式採用姿態測量敏感器陀螺測量衛星姿態角速度，姿態控制器根據姿態角速度產生控制指令，執行機構反作用飛輪接收該控制指令，對衛星進行三軸穩定控制。
5.根據權利要求3所述光學成像小衛星姿態控制系統的工作模式在軌切換方法，其特徵在於，光學成像小衛星在軌長期姿態工作模式為對日定向三軸穩定模式。
6.根據權利要求3所述光學成像小衛星姿態控制系統的工作模式在軌切換方法，其特徵在於，速率阻尼模式的切換方法中所述的設定時間為7200s。
7.根據權利要求3所述光學成像小衛星姿態控制系統的工作模式在軌切換方法，其特徵在於，對日捕獲模式的切換方法中所述的星體角速度設定值為0.0lrad/s。
8.根據權利要求3所述光學成像小衛星姿態控制系統的工作模式在軌切換方法，其特徵在於，對日定向三軸穩定模式的切換方法中所述時間的設定值均為2400s。
9.根據權利要求3所述光學成像小衛星姿態控制系統的工作模式在軌切換方法，其特徵在於，安全模式的切換方法中所述蓄電池容量的設定值為蓄電池總容量的40%。
【文檔編號】B64G1/24GK104326093SQ201410697058
【公開日】2015年2月4日 申請日期:2014年11月26日 優先權日:2014年11月26日
【發明者】陳雪芹, 王峰, 李冬柏, 陳健, 李化義, 葉東, 張剛, 耿雲海 申請人:哈爾濱工業大學