基於磁力矩器和飛輪的衛星姿態全方位控制方法
2023-05-27 23:22:51 2
專利名稱：基於磁力矩器和飛輪的衛星姿態全方位控制方法
技術領域：
本發明涉及太空飛行器姿態控制技術領域，具體涉及一種利用磁力矩器和飛輪完成衛 星入軌階段全方位姿態控制方法。
背景技術：
目前小衛星在許多領域具有廣泛的應用前景，備受世界各國青睞，衛星初始姿態 捕獲和全方位姿態控制一般是採用噴氣控制，它的主要任務是在衛星各工作階段對其進行 姿態控制，確保姿態指向的精度，目前的姿態控制系統配置複雜、重量大、成本高，在小衛星 上應用受到一定的限制。利用磁力矩器和飛輪進行初始姿態捕獲和全方位姿態捕獲是長壽 命、高可靠性小衛星的核心技術，一直是國內外研究的重點和難點。
發明內容
本發明為了解決現有的衛星姿態全方位控制技術可靠性低、壽命短的問題，提出 一種基於磁力矩器和飛輪的衛星姿態全方位控制方法。基於磁力矩器和飛輪的衛星姿態全方位控制方法，具體過程如下根據控制系統要求，設定控制器參數；所述控制器參數包括衛星控制器微分係數 向量Kd= [Kdx Kdy Kdz]T、衛星控制器比例係數向量Kp = [Kpx Kpy Κρζ]τ、向量死區不控 角度值Theta和姿態捕獲時衛星角速度的限制係數LimiteO ；在每個控制周期的Τ-t時刻關閉發送至磁力矩器的控制指令直到本周期結束，然 後利用磁強計測量當地磁場強度在衛星本體坐標系中的向量Bb= [Bbx Bby Bbz]T，利用陀 螺測量衛星在衛星本體坐標系中的角速度向量Wb= [ffbx Wby Wbz]T，利用太陽敏感器測量 太陽方位角，太陽方位角包括太陽光線在衛星本體YOZ平面投影與-Z軸夾角Alfax和太陽 光線在衛星本體XOZ平面投影與-Z軸夾角Alfay，並將各個測量數據發送至衛星控制器； 在下一個控制周期開始時，重新開啟磁力矩器的控制指令，所述T為控制周期；在每個周期中，根據上述設定的參數和採集的數據實現衛星姿態全方位控制方法 的過程為步驟一、衛星控制器利用步驟二獲得的衛星角速度向量Wb和地磁場強度向量Bb 計算磁力矩器期望輸出的控制力矩向量Tm= [Tmx Tmy Tmz]τ和磁力矩器的控制磁矩向量 Mm= [Mmx Mmy Mmz]T，並將控制磁矩向量Mm發送至磁力矩器；步驟二、衛星在磁力矩器阻尼控制的作用下，衛星的角速度減小，當衛星角速度向 量Wb的模小於w時，衛星控制器引入飛輪和太陽敏感器信號實現星體的對日捕獲控制，獲 得有效太陽方位角向量Alfa = [Alfax Alfay Alfaz]；步驟三、衛星控制器根據步驟四獲得的有效太陽方位角向量Alfa計算飛輪控制 輸入力矩向量Tw= [Twx Twy Twz]T，並將控制輸入力矩向量Tw發送至飛輪；步驟四、磁力矩器根據所述的控制磁矩向量Mm、飛輪根據所述的控制輸入力矩向 量Tw共同完成衛星姿態全方位控制。
本發明的方法意義和重要性體現在(1)僅採用磁力矩器和反作用飛輪作為執行 機構，而沒有採用噴氣系統，簡化了衛星系統的配置，減輕了整星重量，降低了功耗；(2)與 單純使用主動磁控技術相比，飛輪5參與姿態捕獲控制可以顯著縮短捕獲時間，提高衛星 的安全性和可靠性；(3)完全利用地磁場資源進行全方位姿態捕獲，可以提高衛星在軌運 行的安全性，而不必擔心燃料耗盡的危險；(4)對於具有噴氣系統的小衛星，該項技術可以 作為一種重要的備份手段，從而提高衛星的可靠性和在軌運行壽命。本發明適用於衛星姿 態全方位捕獲和控制領域。
圖1為本發明的原理示意圖。圖2為本發明的流程圖。圖3為向量死區示意圖， 其中18°錐形表示期望力矩在此錐內不控，縱軸表示磁場方向。圖4為輸出佔空示意圖，其 中橫軸χ為時間，縱軸y為輸出佔空比，陰影部分表示磁力矩器4控制指令開啟，磁力矩器 控制，空白部分表示磁力矩器4控制指令切斷，陀螺1、磁強計2和太陽敏感器3測量時間。
具體實施例方式具體實施方式
一、結合圖1、2圖3和圖4說明本實施方式，基於磁力矩器和飛輪的 衛星姿態全方位控制方法，具體過程如下根據控制系統要求，設定控制器參數；所述控制器參數包括衛星控制器微分係數 向量Kd= [Kdx Kdy Kdz]T、衛星控制器比例係數向量Kp = [Kpx Kpy Κρζ]τ、向量死區不控 角度值Theta和姿態捕獲時衛星角速度的限制係數LimiteO ；在每個控制周期的Τ-t時刻關閉發送至磁力矩器4的控制指令直到本周期結束， 然後利用磁強計2測量當地磁場強度在衛星本體坐標系中的向量Bb = [Bbx Bby Bbz]τ, 利用陀螺1測量衛星在衛星本體坐標系中的角速度向量Wb = [Wbx Wby Wbz]T，利用太陽 敏感器3測量太陽方位角，太陽方位角包括太陽光線在衛星本體YOZ平面投影與-Z軸夾角 Alfax和太陽光線在衛星本體XOZ平面投影與-Z軸夾角Alfay，並將各個測量數據發送至 衛星控制器6 ；在下一個控制周期開始時，重新開啟磁力矩器4的控制指令，所述T為控制 周期；在每個周期中，根據上述設定的參數和採集的數據實現衛星姿態全方位控制方法 的過程為步驟一、衛星控制器6利用步驟二獲得的衛星角速度向量Wb和地磁場強度向量Bb 計算磁力矩器4期望輸出的控制力矩向量Tm= [Tmx Tmy Tmz]τ和磁力矩器4的控制磁矩 向量Mm= [Mmx Mmy Mmz]T，並將控制磁矩向量Mm發送至磁力矩器4 ；步驟二、衛星在磁力矩器4阻尼控制的作用下，衛星的角速度減小，當衛星角速度 向量Wb的模小於w時，衛星控制器6引入飛輪5和太陽敏感器3信號實現星體的對日捕獲 控制，獲得有效太陽方位角向量Alfa= [Alfax Alfay Alfaz]；步驟三、衛星控制器6根據步驟四獲得的有效太陽方位角向量Alfa計算飛輪5控 制輸入力矩向量Tw= [Twx Twy Twz]T，並將控制輸入力矩向量Tw發送至飛輪5;步驟四、磁力矩器4根據所述的控制磁矩向量Mm、飛輪5根據所述的控制輸入力矩 向量Tw共同完成衛星姿態全方位控制。
具體實施方式
二、本實施方式是對具體實施方式
一的進一步說明，根據控制系統 要求，設定控制器參數的具體過程為根據控制理論設定衛星控制器微分係數向量Kd和衛星控制器比例係數向量Kp Kp = Wc2*Ib，Kd = 2keci*Wc*Ib其中，Wc為系統頻率，keci為系統阻尼比，Ib = [Ibx Iby Ibz]T為衛星轉動慣量 向量；設定姿態捕獲時衛星角速度的限制係數LimiteO為Limit60 = 2keci*WLimit/ffc其中，Wlimit為姿態機動角速度的上限值；假設在磁力矩器4阻尼條件下，根據期望力矩與實際力矩的費效比設定向量死區 不控角度值Theta。
具體實施方式
三、結合圖3說明本實施方式，本實施方式是對具體實施方式
二的 進一步說明，向量死區不控角度值Theta為18°。
具體實施方式
四、本實施方式是對具體實施方式
一的進一步說明，步驟一的具體 過程為步驟一一、衛星控制器6利用地磁場強度向量Bb和衛星角速度向量Wb，計算期望 控制力矩向量Tm:Tm = - [Kdx*ffbx, Kdy*ffby, Kdz*Wbz]τ ；當期望控制力矩向量Tm與磁場強度Bb的夾角小於向量死區不控角度值Theta 時，令期望控制力矩向量Tm = 0，即Tm · Bb/ | Tm | / | Bb | > cos (Theta)時，Tm = 0 ；其中， 表示點乘。|X|表示向量X的模；步驟一二、衛星控制器6計算磁力矩器4的控制磁矩向量Mm = [Mmx Mmy Mmz]τ Mm = BbX Tm/ | Bb |2其中，X表示向量叉乘；當控制磁矩向量Mm中的任一分量大於Amax時，對Mm進行向量限幅，即Mmax = max (| Mmx | , | Mmy | , | Mmz |)當 Mmax > Amax 時，Mm = Amax 氺 Mm/Mmax其中，Amax為衛星磁力矩器4的硬體指標，為可輸出的最大磁矩；衛星控制器6將控制磁矩向量Mm發送給磁力矩器4。
具體實施方式
五、本實施方式是對具體實施方式
一的進一步說明，步驟二的具體 過程為步驟二一、衛星控制器6根據太陽方位角Alfax和Alfay是否有效判斷太陽敏 感器3是否捕獲到太陽；若太陽敏感器3未捕獲到太陽則執行步驟二二 ；否則，執行步驟 二三；其中Alfax —階時間導數與Wbx符號一致；Alfay —階時間導數與Wby符號一致；步驟二二、衛星控制器6循環執行搜索角速度指令Wbcl和Wbc2，使衛星按照角速 度指令Wbcl和Wbc2的角速度旋轉搜索太陽，每個搜索角速度指令的時間間隔為600秒，直到太陽敏感器3捕獲到太陽，獲得有效太陽方位角向量Alfa，執行步驟二三；其中，搜索角速度指令Wbcl :Wbcl =
T° /s此時，獲得的有效太陽方位角向量Alfa為Alfal Alfal =
τ變換搜索角速度指令Wbc2 :Wbc2 =
T° /s此時，獲得的有效太陽方位角向量Alfa為Alfa2 Alfa2 =
τ步驟二三、有效太陽方位角向量Alfa = [Al fax Alfay Alfaz]T，所述Alfax和 Alfay信號有效；Alfaz為Wbz的積分，且其初始值為零；將Alfax、Al fay, Alfaz組成太陽 敏感器測量向量Alfa為Alfa3 = [Alfax Alfay Alfaz]T此時，搜索角速度指令為Wbc3 =
T° /s ；步驟二完成，獲得有效太陽方位角向量Alfa。搜索角速度指令為衛星控制器6發送至衛星的控制角速度的指令，使得衛星能夠 按照相應的角速度轉動，其中Wbcl = W. 6-0. 60]T° /s表示χ軸的角速度是0.6° /s、y軸 的角速度是0.6° /s、ζ軸的角速度是0° /s, Wbc2 =
To /s表示χ軸的角速 度是0.6° /s、y軸的角速度是-0.6° /s、ζ軸的角速度是0° /s，Wbc3 = W00]T° /s相 當於停止指令，搜索到太陽後，衛星控制器6發送停止指令使得衛星停止搜索。
具體實施方式
六、本實施方式是對具體實施方式
一的進一步說明，步驟三的具體 過程為衛星控制器6計算太陽捕獲生成指令Wbc和有效太陽方位角向量Alfa，並表示 為Wbc = Wbcl*kl+Wbc2*k2+Wbc3*k3 = [Wbcx Wbcy Wbcz]τAlfa = Alfal*kl+Alfa2*k2+Alfa3*k3 = [Alfa_x Alfa_y Alfa_z]Tkl、k2、k3為時段有效標記，有效時為1，無效時為0 ；當有效太陽方位角向量Alfa中的任一分量大於Limit60時，對Alfa進行向量限 幅，即Alfamax = max(|Alfa_x|， |Alfa_y|， |Alfa_z|)，當 Alfamax > Limit60 時Alfa = Limit60*Alfa/Alfamax控制律根據有效太陽方位角向量Alfa計算控制輸入力矩向量Tw Tw = -[Kdx*(ffbx-ffbcx)+Kpx*Alfa_x，Kdy* (ffby-ffbcy)+Kpy*Alfa_y,Kdz* (Wbz-Wbcz)+Kpz*Alfa_z]T當控制輸入力矩向量Tw向量中的任一分量大於Tmax時，對Tw進行向量限幅，即Tcmax = max (| Twx |，| Twy |，| Twz |)，
當 Tcmax > Tmax 時Tw = Tmax*Tw/Tcmax其中，Tmax為衛星飛輪3的硬體指標，為可輸出的最大作用力矩；衛星控制器6將控制輸入力矩向量Tw發送給飛輪3。符號說明Bb = [Bbx Bby Bbz]τ 地磁場強度向量，測量量；Wb = [ffbx Wby ffbz]τ 衛星角速度向量，測量量；Tm= [Tmx Tmy Tmz]T 衛星控制器6計算的磁力矩器期望輸出的控制力矩向量， 計算量；Mm = [Mmx Mmy Mmz]τ 衛星控制器6計算的磁力矩器的控制磁矩向量，計算量；Tw = [Twx Twy TwzJt 衛星控制器6計算的飛輪控制輸入力矩向量，計算量；Alfax 太陽光線在衛星YOZ平面投影與-Z軸夾角，Wbx與其一階時間導數符號一
致，測量量；Alfay 太陽光線在衛星XOZ平面投影與-Z軸夾角，Wby與其一階時間導數符號一
致，測量量；Kd = [Kdx Kdy Kdz]τ 衛星控制器微分係數向量，設定量；Kp = [Kpx Kpy Κρζ]τ 衛星控制器比例係數向量，設定量；Theta 衛星磁力矩器向量死區不控角度值，設定量；LimiteO 衛星捕獲階段，機動角速度上限的係數，設定量；Amax 衛星磁力矩器可輸出的最大磁矩，硬體指標；Tmax 衛星飛輪可輸出的最大作用力矩，硬體指標；Ib = [Ibx Iby Ibz]T 衛星轉動慣量向量，已知量。
具體實施方式
七、下面以試驗衛星三號為例說明本發明的方法對衛星姿態全方位 控制的過程試驗衛星三號的技術參數為Theta = 18°Amax = 3 5 Am2Tmax = 0. 04NmIb = [Ibx Iby Ibz]T = [45. 584,47. 268,46. 943]Tkgm2第一、根據試驗衛星三號的技術參數和控制系統要求，設定控制器參數；系統頻率Wc = 0.2462，系統阻尼比keci = 0. 9850，姿態機動角速度的上限值 Wlimit = 0.5° /s，設定的衛星控制器微分係數向量Kd、衛星控制器比例係數向量Kp、姿態 捕獲時衛星角速度的限制係數LimiteO為Kp = Wc2*Ib = [2. 764,2. 866,2. 846]τ,Kd = 2keci*Wc*Ib = [22. 111,22. 928,22. 771]τLimit60 = 2keci*WLimit/Wc = 2. 5°。第二、在控制周期的最後關閉磁力矩器4的控制指令，關閉持續的時間為t = 100ms，利用磁強計2測量當地磁場強度在衛星本體坐標系中的向量Bb = [Bbx Bby Bbz] τ，利用陀螺1測量衛星在衛星本體坐標系中的角速度向量Wb = [ffbx Wby Wbz]Tjlj用太陽敏感器3測量太陽方位角，太陽方位角包括太陽光線在衛星本體YOZ平面投影與-Z軸夾角 Alfax和太陽光線在衛星本體XOZ平面投影與-Z軸夾角Alfay，並將各個測量數據發送至 衛星控制器6 ；每個控制周期開始時開啟磁力矩器4的控制指令。第三、衛星控制器6利用步驟二獲得的衛星角速度向量Wb和地磁場強度向量Bb 計算磁力矩器4期望輸出的控制力矩向量Tm= [Tmx Tmy Tmz]τ和磁力矩器4的控制磁矩 向量Mm = [MmxMmyMmz]τ,並將控制磁矩向量Mm發送至磁力矩器4 ；具體為首先、衛星控制器6利用地磁場強度向量Bb和衛星角速度向量Wb，計算期望控制 力矩向量Tm Tm = - [Kdx*ffbx, Kdy*ffby, Kdz*Wbz]τ ；當期望控制力矩向量Tm與磁場強度Bb的夾角小於向量死區不控角度值Theta 時，令期望控制力矩向量Tm = 0，即Tm · Bb/I Tm|/I Bb > cos (Theta)時，Tm = 0 ；其中， 表示點乘。|X|表示向量X的模；其次、衛星控制器6計算磁力矩器4的控制磁矩向量Mm = [Mmx Mmy Mmz]τ Mm = BbX Tm/ | Bb |2其中，X表示向量叉乘；當控制磁矩向量Mm中的任一分量大於Amax時，對Mm進行向量限幅，即Mmax = max (| Mmx | , | Mmy | , | Mmz |)當 Mmax > Amax 時，Mm = Amax 氺 Mm/Mmax其中，Amax為衛星磁力矩器4的硬體指標，為可輸出的最大磁矩；衛星控制器6將控制磁矩向量Mm發送給磁力矩器4。第四、衛星在磁力矩器4阻尼控制的作用下，衛星的角速度減小，當衛星角速度向 量Wb的模小於w = 0. 8° /s時，衛星控制器6引入飛輪5和太陽敏感器3信號實現星體的 對日捕獲控制，獲得有效太陽方位角向量Alfa= [Alfax Alfay Alfaz]；具體為四一、衛星控制器6根據太陽方位角Alfax和Alfay是否有效判斷太陽敏感器3是 否捕獲到太陽；若太陽敏感器3未捕獲到太陽則執行四二 ；否則，執行四三；其中Alfax — 階時間導數與Wbx符號一致；Alfay —階時間導數與Wby符號一致；四二、當太陽敏感器未捕獲太陽而導致Alfax和Alfay信號無效時，衛星控制器 6執行搜索角速度指令Wbcl，使衛星按照角速度指令Wbcl旋轉搜索太陽，搜索角速度指令 為Wbcl =
T° /s此時，有效太陽方位角向量Alfa為Alfal Alfal =
τ當搜索600秒後，太陽敏感器仍未捕獲太陽，衛星控制器6執行搜索角速度指令 Wbc2，使衛星按照角速度指令Wbc2旋轉搜索太陽，搜索角速度指令為Wbc2 =
T° /s此時，有效太陽方位角向量Alfa為Alfa2 Alfa2 =
τ
當搜索600秒後，太陽敏感器仍未捕獲到太陽，變換搜索角速度指令為Wbcl，重複 執行四二，直到太陽敏感器捕獲到太陽，進入四三；四三、當太陽敏感器捕獲到太陽時，有效太陽方位角向量Alfa= [Alfax Alfay Alfaz]τ，所述Alfax和Alfay信號有效，Alfaz為Wbz的積分，初始值為零，將Alfax、Alfay、 Alfaz組成太陽敏感器測量向量Alfa為Alfa3 = [Alfax Alfay Alfaz]τ此時，搜索角速度指令為Wbc3 =
T° /s ；第四完成。第五、衛星控制器6根據步驟四獲得的有效太陽方位角向量Alfa計算飛輪5控制 輸入力矩向量Tw= [Twx Twy Twz]T，並將控制輸入力矩向量Tw發送至飛輪5;具體為衛星控制器6計算太陽捕獲生成指令Wbc和有效太陽方位角向量Alfa，並表示 為Wbc = Wbcl*kl+Wbc2*k2+Wbc3*k3 = [Wbcx Wbcy Wbcz]τAlfa = Alfal*kl+Alfa2*k2+Alfa3*k3 = [Alfa_x Alfa_y Alfa_z]Tkl、k2、k3為時段有效標記，有效時為1，無效時為0。當有效太陽方位角向量Alfa中的任一分量大於Limit60時，對Alfa進行向量限 幅，即Alfamax = max(|Alfa_x|, Alfa_y|, Alfa_z|),當 Alfamax > Limit60 時Alfa = Limit60*Alfa/Alfamax控制律根據有效太陽方位角向量Alfa計算控制輸入力矩向量Tw:Tw = -[Kdx*(ffbx-ffbcx)+Kpx*Alfa_x，Kdy* (ffby-ffbcy)+Kpy*Alfa_y,Kdz* (Wbz-Wbcz)+Kpz*Alfa_z]T當控制輸入力矩向量Tw向量中的任一分量大於Tmax時，對Tw進行向量限幅，即Tcmax = max (| Twx |，| Twy |，| Twz |)，當 Tcmax > Tmax 時Tw = Tmax*Tw/Tcmax其中，Tmax為衛星飛輪5的硬體指標，為可輸出的最大作用力矩；衛星控制器6將控制輸入力矩向量Tw發送給飛輪5。第六、磁力矩器4根據所述的控制磁矩向量Mm，飛輪5根據所述的控制輸入力矩向 量Tw共同完成衛星姿態全方位控制。
權利要求
基於磁力矩器和飛輪的衛星姿態全方位控制方法，其特徵在於具體過程如下根據控制系統要求，設定控制器參數；所述控制器參數包括衛星控制器微分係數向量Kd＝[Kdx Kdy Kdz]T、衛星控制器比例係數向量Kp＝[Kpx Kpy Kpz]T、向量死區不控角度值Theta和姿態捕獲時衛星角速度的限制係數Limit60；在每個控制周期的T t時刻關閉發送至磁力矩器(4)的控制指令直到本周期結束，然後利用磁強計(2)測量當地磁場強度在衛星本體坐標系中的向量Bb＝[Bbx Bby Bbz]T，利用陀螺(1)測量衛星在衛星本體坐標系中的角速度向量Wb＝[Wbx Wby Wbz]T，利用太陽敏感器(3)測量太陽方位角，太陽方位角包括太陽光線在衛星本體YOZ平面投影與 Z軸夾角Alfax和太陽光線在衛星本體XOZ平面投影與 Z軸夾角Alfay，並將各個測量數據發送至衛星控制器(6)；在下一個控制周期開始時，重新開啟磁力矩器(4)的控制指令，所述T為控制周期；在每個周期中，根據上述設定的參數和採集的數據實現衛星姿態全方位控制方法的過程為步驟一、衛星控制器(6)利用步驟二獲得的衛星角速度向量Wb和地磁場強度向量Bb計算磁力矩器(4)期望輸出的控制力矩向量Tm＝[Tmx Tmy Tmz]T和磁力矩器(4)的控制磁矩向量Mm＝[Mmx Mmy Mmz]T，並將控制磁矩向量Mm發送至磁力矩器(4)；步驟二、衛星在磁力矩器(4)阻尼控制的作用下，衛星的角速度減小，當衛星角速度向量Wb的模小於w時，衛星控制器(6)引入飛輪(5)和太陽敏感器(3)信號實現星體的對日捕獲控制，獲得有效太陽方位角向量Alfa＝[Alfax Alfay Alfaz]；步驟三、衛星控制器(6)根據步驟四獲得的有效太陽方位角向量Alfa計算飛輪(5)控制輸入力矩向量Tw＝[Twx Twy Twz]T，並將控制輸入力矩向量Tw發送至飛輪(5)；步驟四、磁力矩器(4)根據所述的控制磁矩向量Mm、飛輪(5)根據所述的控制輸入力矩向量Tw共同完成衛星姿態全方位控制。
2.根據權利要求1所述的基於磁力矩器和飛輪的衛星姿態全方位控制方法，其特徵在 於根據控制系統要求設定控制器參數的具體過程為根據控制理論設定衛星控制器微分係數向量Kd和衛星控制器比例係數向量Kp Kp = Wc2*Ib， Kd = 2keci*Wc*Ib其中，Wc為系統頻率，keci為系統阻尼比，Ib = [Ibx Iby Ibz]T為衛星轉動慣量向量；設定姿態捕獲時衛星角速度的限制係數LimiteO為Limit60 = 2keci*WLimit/ffc其中，Wlimit為姿態機動角速度的上限值；假設在磁力矩器(4)阻尼條件下，根據期望力矩與實際力矩的費效比設定向量死區不 控角度值Theta。
3.根據權利要求2所述的基於磁力矩器和飛輪的衛星姿態全方位控制方法，其特徵在 於向量死區不控角度值Theta為18°。
4.根據權利要求1所述的基於磁力矩器和飛輪的衛星姿態全方位控制方法，其特徵在 於步驟一的具體過程為步驟一一、衛星控制器(6)利用地磁場強度向量Bb和衛星角速度向量Wb，計算期望控制力矩向量Tm:Tm = _[Kdx*Wbx，Kdy^ffby, Kdz*Wbz]T ；當期望控制力矩向量Tm與磁場強度Bb的夾角小於向量死區不控角度值Theta時，令 期望控制力矩向量Tm = 0，即Tm · Bb/ I Tm | / | Bb | > cos (Theta)時，Tm = 0 ； 其中， 表示點乘。|X|表示向量X的模；步驟一二、衛星控制器(6)計算磁力矩器(4)的控制磁矩向量Mm = [Mmx Mmy Mmz]τ Mm = BbX Tm/ | Bb |2 其中，X表示向量叉乘；當控制磁矩向量Mm中的任一分量大於Amax時，對Mm進行向量限幅，即 Mmax = max(|Mmx|, |Mmy|, |Mmz|) 當 Mmax > Amax 時， Mm = Amax*Mm/Mmax其中，Amax為衛星磁力矩器(4)的硬體指標，為可輸出的最大磁矩； 衛星控制器(6)將控制磁矩向量Mm發送給磁力矩器(4)。
5.根據權利要求1所述的基於磁力矩器和飛輪的衛星姿態全方位控制方法，其特徵在 於步驟二的具體過程為步驟二一、衛星控制器(6)根據太陽方位角Alfax和Alfay是否有效判斷太陽敏感 器⑶是否捕獲到太陽；若太陽敏感器⑶未捕獲到太陽則執行步驟二二 ；否則，執行步驟 二三；其中Alfax —階時間導數與Wbx符號一致；Alfay —階時間導數與Wby符號一致；步驟二二、衛星控制器(6)循環執行搜索角速度指令Wbcl和Wbc2，使衛星按照角速度 指令Wbcl和Wbc2旋轉搜索太陽，每個搜索角速度指令的時間間隔為600秒，直到太陽敏感 器(3)捕獲到太陽，獲得有效太陽方位角向量Alfa，執行步驟二三； 其中，搜索角速度指令Wbcl Wbcl =
T° /s 此時，獲得的有效太陽方位角向量Alfa為Alfal Alfal =
τ 變換搜索角速度指令Wbc2 Wbc2 =
T° /s 此時，獲得的有效太陽方位角向量Alfa為Alfa2 Alfa2 =
τ步驟二三、有效太陽方位角向量Alfa = [Alfax Alfay Alfaz]T，所述Alfax和Alfay 信號有效；Alfaz為Wbz的積分，且其初始值為零；將Alfax、flfay, Alfaz組成太陽敏感器 測量向量Alfa為Alfa3 = [Alfax Alfay Alfaz]T 此時，發出搜索角速度指令Wbc3 Wbc3 =
T° /s ； 使得太陽敏感器(3)停止搜索太陽； 步驟二完成，獲得有效太陽方位角向量Alfa。
6.根據權利要求1所述的基於磁力矩器和飛輪的衛星姿態全方位控制方法，其特徵在 於步驟三的具體過程為衛星控制器(6)計算太陽捕獲生成指令Wbc和有效太陽方位角向量Alfa，並表示為Wbc = Wbcl*kl+Wbc2*k2+Wbc3*k3 = [Wbcx Wbcy ffbcz]TAlfa = Alfal*kl+Alfa2*k2+Alfa3*k3 = [Alfa_x Alfa_y Alfa_z]Tkl、k2、k3為時段有效標記，有效時為1，無效時為0 ；當有效太陽方位角向量Alfa中的任一分量大於LimiteO時，對Alfa進行向量限幅，即Alfamax = max(|Alfa_x|， |Alfa_y|， |Alfa_z|)， 當 Alfamax > Limit60 時 Alfa = Limit60*Alfa/Alfamax控制律根據有效太陽方位角向量Alfa計算控制輸入力矩向量Tw Tw = -[Kdx*(ffbx-ffbcx)+Kpx*Alfa_x, Kdy* (ffby-ffbcy)+Kpy*Alfa_y, Kdz*(Wbz-Wbcz)+Kpz*Alfa_z]T當控制輸入力矩向量Tw向量中的任一分量大於Tmax時，對Tw進行向量限幅，即 Tcmax = max(|Twx|， |Twy|， |Twz|)， 當 Tcmax > Tmax 時 Tw = Tmax^Tw/Tcmax其中，Tmax為衛星飛輪(5)的硬體指標，為可輸出的最大作用力矩； 衛星控制器(6)將控制輸入力矩向量Tw發送給飛輪(5)。
全文摘要
基於磁力矩器和飛輪的衛星姿態全方位控制方法，涉及一種利用磁力矩器和飛輪完成衛星入軌階段全方位姿態控制方法。解決了現有的衛星姿態全方位控制技術可靠性低、壽命短的問題，具體過程如下一、根據控制系統要求，設定控制器參數；二、測量地磁場強度向量Bb、衛星角速度向量Wb和太陽方位角，並將測量數據發送至衛星控制器；三、計算期望控制力矩向量Tm和控制磁矩向量Mm，並將控制磁矩向量Mm發送至磁力矩器；四、獲得有效太陽方位角向量Alfa；五、計算控制輸入力矩向量Tw，並發送至飛輪；六、磁力矩器根據控制磁矩向量Mm，飛輪根據控制輸入力矩向量Tw共同完成衛星姿態全方位控制。本發明適用於衛星姿態控制領域。
文檔編號B64G1/32GK101934863SQ201010296539
公開日2011年1月5日 申請日期2010年9月29日 優先權日2010年9月29日
發明者孫兆偉, 曹喜濱, 李東柏, 李化義, 耿雲海, 陳雪芹 申請人:哈爾濱工業大學