一种二维导引姿态控制方法技术

本发明专利技术公开了一种高精度高稳定度二维导引姿态控制方法，包含以下过程：在原有通用不导引的姿态控制方法中的修正回路内加入了二维导引的角速度指令，相当于系统的角速度前馈，可以提高系统的响应能力，实现快速导引控制；在滚动方向进行了与偏航的解耦控制，消除偏航方向导引后对滚动方向的耦合影响。通过上面的措施，可以实现卫星任意位置的快速二维导引接入控制，并且能够提高系统的控制精度。本发明专利技术具有简单易于星上实现和地面操作的优点。

【技术实现步骤摘要】
一种二维导引姿态控制方法
本专利技术属于卫星姿态控制
，具体涉及一种高精度高稳定度二维导引姿态控制方法。
技术介绍
在星载合成孔径雷达应用中，多普勒特性对于方位分辨率、脉冲重复频率的计算、方位向的模糊问题以及成像的精度都有直接的影响。SAR回波的多普勒中心频率的失配严重时甚至导致无法成像。由于地球自转的影响而产生的多普勒中心频率的变化，将产生距离向徙动，给成像处理带来困难。为了消除多普勒中心频率漂移对雷达成像的影响，雷达卫星最初设计了简单的一维偏航导引方案，该方案只能在纬度幅角为90°或270°导引角为零的附近开始接入或停止导引，且导引的偏差会在滚动方向有一个0.02°左右的耦合影响。随着成像精度要求的提高，逐渐设计了二维导引方案，即沿着俯仰和偏航方向分别进行导引控制，且姿态控制精度和稳定度要与不进行导引相当，并要求任意方向都能快速接入二维导引，而不能只在纬度幅角为90°或270°导引角为零的附近才开始导引。
技术实现思路
本专利技术的目的是提供一种二维导引姿态控制方法，通过三轴稳定控制卫星，使所述卫星的星体坐标系相对于轨道坐标系重合，所述卫星跟踪轨道坐标系运动，实现所述卫星的稳定对地定向；并且通过二维导引控制，实现消除多普勒中心频率漂移现象，并解决在不影响系统的精度和稳定度情况下，且卫星处于任意位置时，本专利技术能够实现快速接入二维导引和二维导引接入控制的目的。为了实现以上目的，本专利技术通过以下技术方案实现：一种二维导引姿态控制方法，包括以下过程：在卫星运行的偏航方向引入偏航导引角和偏航导引角速度，计算得到修正后的偏航导引角速度；在卫星运行的滚动方向进行与偏航方向的解耦控制，用于消除偏航方向导引后对滚动方向的耦合影响，得到修正后的滚动角速度；在卫星运行的俯仰方向引入俯仰导引角和俯仰角速度，计算得到修正后的俯仰方向的俯仰角速度；将所述修正后的偏航、俯仰以及滚动的角速度分别对应与光纤陀螺组合输出角速度相加得到角速度指令；将所述角速度指令代入控制算法得到卫星飞轮的控制力矩。优选地，所述修正后的偏航方向角速度ωkx和滚动方向角速度ωkz为：式中，参数K、Kint为增益系数，ψ分别为滚动和偏航姿态角，ω0为轨道角速度，ψc、分别为偏航导引角和偏航导引角速度。优选地，所述修正后的俯仰方向导引角速度ωky为：式中，参数KIcy、Kcy为增益系数，θ为俯仰导引角，θc、分别为俯仰方向导引角和导引角速度。优选地，所述控制卫星飞轮的控制力矩的角速度指令信号ωcx、ωcy、ωcz计算如下：ωcx＝ωkx+ωgxωcy＝ωky+ωgyωcz＝ωkz+ωgz式中，ωgx、ωgy、ωgz为陀螺组合输出角速度信号。本专利技术与现有技术相比具有以下优点：1)实现高精度高稳定度二维导引控制，在控制过程中，偏航和俯仰方向加入导引角和导引角速度指令，实现二维导引任意位置快速接入，并且在滚动方向上补偿了偏航方向的轨道耦合影响，提高控制精度和稳定度。2)本专利技术易于实现星上和地面操作，可以实现卫星在任意位置时的快速二维导引接入控制，并且能够提高系统的控制精度。附图说明图1为本专利技术一种二维导引姿态控制方法的俯仰方向控制回路的框图；图2为本专利技术一种二维导引姿态控制方法的滚动与偏航方向控制回路的框图；图3为本专利技术一种二维导引姿态控制方法的流程图。具体实施方式以下结合附图，通过详细说明一个较佳的具体实施例，对本专利技术做进一步阐述。如图3所示，本专利技术一种二维导引姿态控制方法，包含以下过程：如图2所示，在偏航方向修正回路内加入了偏航导引角和偏航导引角速度指令；即在原有通用不导引的姿态控制方法中的修正回路内加入了二维导引的角速度指令，所述二维导引的角速度指令相当于卫星姿态控制系统的角速度前馈，可以提高卫星姿态控制系统的响应能力，实现快速导引控制。所述修正回路是用于产生卫星本体坐标系跟踪轨道坐标系的指令角速度和二维导引指令角速度。通过寻找卫星姿态运动规律，使多普勒中心频率偏移得到补偿，可以得到偏航导引角和俯仰导引角的简化表示方式：偏航导引角ψc：偏航导引角速度为式中i为轨道倾角，u为纬度幅角；ω0是卫星在轨实时角速度，ωe是地球自转角速度。俯仰导引角θc：俯仰导引角速度式中：e为轨道偏心率，f为真近点角，Ts为控制周期。偏航方向通过加入导引角和导引角速度指令实现二维导引的控制。并且在卫星运行的滚动方向进行了与偏航的解耦控制，消除偏航方向导引后对滚动方向的耦合影响。即，偏航方向角速度ωkx和滚动方向角速度ωkz修正回路算法为：式中，数K、Kint为增益系数，ψ为计算得到的滚动和偏航姿态角，为轨道角速度，分别为偏航方向导引角和导引角速度。如图1所示，在俯仰方向通过加入导引角和导引角速度指令实现二维导引的控制。从图中可得出俯仰方向修正角速度ωky如下：式中，参数KIcy、Kcy为增益系数，θ为计算得到的俯仰姿态角，ω0为轨道角速度，θc、分别为俯仰方向导引角和导引角速度。得到上述俯仰方向，偏航方向与滚动方向此三个通道的修正角速度后加入到稳定回路中就可使卫星按照修正角速度的规律发生运动，跟踪卫星轨道坐标系运动，实现三轴对地定向的目的。而输入稳定回路的角速度指令信号ωcx、ωcy、ωcz为修正角速度ωkx、ωky、ωkz与陀螺组合输出角速度信号ωgx、ωgy、ωgz之和，因此需计算角速度指令信号ωcx、ωcy、ωcz，计算如下：ωcx＝ωkx+ωgx(8)ωcy＝ωky+ωgy(9)ωcz＝ωkz+ωgz(10)ωgx、ωgy、ωgz为陀螺组合输出角速度信号。将以上的角速度指令信号ωcx、ωcy、ωcz代入控制算法，即可得到卫星飞轮的控制力矩指令。通过上面的措施，可以实任意位置的快速二维导引接入控制，并且能够提高系统的控制精度。尽管本专利技术的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本专利技术的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本专利技术的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本专利技术的保护范围应由所附的权利要求来限定。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种二维导引姿态控制方法，其特征在于，包括以下过程：在卫星运行的偏航方向引入偏航导引角和偏航导引角速度，计算得到修正后的偏航导引角速度；在卫星运行的滚动方向进行与偏航方向的解耦控制，用于消除偏航方向导引后对滚动方向的耦合影响，得到修正后的滚动角速度；在卫星运行的俯仰方向引入俯仰导引角和俯仰角速度，计算得到修正后的俯仰方向的俯仰角速度；将所述修正后的偏航、俯仰以及滚动的角速度分别对应与光纤陀螺组合输出角速度相加得到角速度指令；将所述角速度指令代入控制算法得到卫星飞轮的控制力矩。

【技术特征摘要】
1.一种二维导引姿态控制方法，其特征在于，包括以下过程：在卫星运行的偏航方向引入偏航导引角和偏航导引角速度，计算得到修正后的偏航导引角速度；在卫星运行的滚动方向进行与偏航方向的解耦控制，用于消除偏航方向导引后对滚动方向的耦合影响，得到修正后的滚动角速度；在卫星运行的俯仰方向引入俯仰导引角和俯仰角速度，计算得到修正后的俯仰方向的俯仰角速度；将所述修正后的偏航、俯仰以及滚动的角速度分别对应与光纤陀螺组合输出角速度相加得到角速度指令；将所述角速度指令代入控制算法得到卫星飞轮的控制力矩。2.如权利要求1所述的一种二维导引姿态控制方法，其特征在于：所述修正后的偏航方向角速度ωkx和滚动方向角速度ωkz为：式...

【专利技术属性】
技术研发人员：王文妍，吴敬玉，钟超，范季夏，裴甲瑞，
申请(专利权)人：上海航天控制技术研究所，
类型：发明
国别省市：上海,31