一种遥感微纳卫星的多阶段姿态控制方法技术

本发明专利技术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。本发明专利技术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。本发明专利技术方法以传统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。

A Multi-stage Attitude Control Method for Remote Sensing Micro-nano Satellites

The invention relates to a multi-stage attitude control method for remote sensing micro-nano satellites, belonging to the technical field of spacecraft attitude control. The method of the invention takes three-axis magnetic torques and momentum wheels as the actuator of attitude control, designs four main stages of attitude control methods: race after separation of satellite and arrow, acquisition of the sun, orientation of the sun and remote sensing of the earth, and control methods of attitude maneuver between the two stages of the sun orientation and remote sensing of the earth. In the race phase, the large angular velocity of the satellite after the separation of the satellite and the rocket is eliminated, and the basically controlled attitude is established; the solar panels are charged for a long time in the capture and orientation phase; and the remote sensing phase ensures the completion of the remote sensing photography task. The method of the invention is based on traditional PD control and feedforward control, and uses quaternion to represent attitude error. The method has the advantages of fast maneuvering response, strong robustness in steady state and high control precision, and meets the task requirements of remote sensing micro-nano satellite.

【技术实现步骤摘要】
一种遥感微纳卫星的多阶段姿态控制方法
本专利技术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

技术介绍
对于作为遥感载荷平台的卫星而言，在非遥感成像任务期间，需要保持太阳帆板稳定对日以保证星上能源供应；在遥感成像任务期间，为获得高分辨率的遥感图像，需要在保持高精度稳定的卫星姿态；同时，由于遥感成像任务时间相对短，卫星需要具有姿态快速机动的能力以在不同任务时期进行姿态转换。因此，对卫星进行准确的姿态控制是十分有必要的。2005年，余勇等研究者提出了一种主动磁控为主的微小卫星姿态控制方法。该方法以磁力矩器主动磁控为主，结合重力梯度杆与动量轮偏置稳定的控制系统进行姿态稳定控制。2013年，王梦赑等研究者提出了一种基于模糊自适应PI控制器的微纳卫星飞行姿态控制方法。该方法使用模糊自适应PI控制器发送脉冲控制信号，控制飞轮速度，进而达到控制卫星飞行姿态。2016年，刘勇等研究者提出了一种皮纳卫星的姿态控制方法。这种方法基于PD控制设计控制器，仅使用磁力矩器完成对皮纳卫星进行姿态控制，是一种简便但精度有限的控制方法。上述现有微小卫星姿态控制方法中，均未考虑卫星在不同阶段控制方法的不同，以及各阶段间机动过程的控制方法，且都仅采用了一种姿态控制执行部件的控制策略，未考虑多个姿态控制执行部件间的协同工作。对于面向遥感应用的微纳卫星而言，整个飞行期间会根据任务需要处于不同姿态阶段。这就需要对不同姿态阶段设计不同的姿态控制方法，并选择合适的姿态控制执行部件单独或协同控制卫星姿态，以满足不同阶段的卫星姿态控制需求。
技术实现思路
本专利技术的目的是为克服已有技术的不足之处，提出一种遥感微纳卫星的多阶段姿态控制方法。本专利技术使遥感微纳卫星的姿态控制可以实现低功耗、低成本、轻型化且具有一定鲁棒性，同时能为遥感成像任务下卫星姿态控制提供一定精度的姿态数据。本专利技术提出一种遥感微纳卫星的多阶段姿态控制方法，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-ωcωbiyωbiz]T当卫星绕Z轴旋转时，计算表达式如下：eMW＝-kd1WIxyz[ωbixωbiyωbiz-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本文档来自技高网...

【技术保护点】
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：

【技术特征摘要】
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-ωcωbiyωbiz]T当卫星绕Z轴旋转时，计算表达式如下：eMW＝-kd1WIxyz[ωbixωbiyωbiz-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...

【专利技术属性】
技术研发人员：孟子阳，廖茂有，袁斌文，尤政，
申请(专利权)人：清华大学，
类型：发明
国别省市：北京,11