兼顾精确指向及位置安全的火星探测器对地天线控制方法技术

本发明专利技术涉及兼顾精确指向及位置安全的火星探测器对地天线控制方法，在闭环控制阶段，对地天线根据实时计算得到的参考角速度调整对地天天线的姿态，使其实现对地跟踪；当前时刻距离预设的轨控时刻小于第一预设时间段时，进入偏置阶段，在偏置阶段，设置对地天线偏置到安全角度，并在当前时刻距离预设的轨控时刻是否小于第二预设时间段时，判断对地天线是否偏置到位，如果是，则在轨控时刻执行轨控操作；否则，取消轨控操作。通过本发明专利技术提供的方法，在长期飞行阶段对地天线可闭环跟踪并精确指向地球，保障通讯链路通畅；在轨控期间可自主偏置到安全位置，避免天线铰链受到较大推力冲击折断。

【技术实现步骤摘要】
兼顾精确指向及位置安全的火星探测器对地天线控制方法
本专利技术涉及兼顾精确指向及位置安全的火星探测器对地天线控制方法，属于火星探测对地天线控制

技术介绍
目前国内近地卫星多为长期对地定向稳态控制，使用全向天线，不需要驱动天线实时跟踪地球，对天线的控制精度要求不高，并且不会出现通信链路中断的问题。而火星探测器与地球距离远，天线波束角小，探测器轨道的变化会造成对地天线的指向角度实时变化，因此要求对天线的指向控制精度高，能实时跟踪指向地球。传统的天线控制方法无法满足火星探测任务对天线指向精度的需求。此外，传统近地卫星执行变轨任务所需的推力一般在几十牛量级，冲击小，且通讯无时延问题，变轨前由地面注数控制天线驱动至安全位置。火星探测器在整个探测任务过程中，会多次采用3000N的发动机进行变轨，变轨器件的大推力对天线的固件产生冲击，若不控制天线偏置到安全位置会产生天线折断的风险。由于器地通讯延迟的问题，传统的地面控制方法无法及时驱动天线到安全位置，地面也无法及时判读天线是否驱动到位，直接影响后续执行控轨的策略。因此，需要设计一种兼顾火星探测对地天线精确指向及位置安全的自主控制方法。探测器在长期对日模式下，控制系统可实现自主驱动对地天线可闭环跟踪并精确指向地球，保障通讯链路通畅；在轨控期间可自主偏置到安全位置，避免天线铰链受到较大推力冲击折断。
技术实现思路
本专利技术解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供兼顾精确指向及位置安全的火星探测器对地天线控制方法，在长期飞行阶段对地天线可闭环跟踪并精确指向地球，保障通讯链路通畅；在轨控期间可自主偏置到安全位置，避免天线铰链受到较大推力冲击折断。本专利技术解决技术的方案是：兼顾精确指向及位置安全的火星探测器对地天线控制方法，该方法包括如下闭环控制阶段和偏置阶段；闭环控制阶段，每个控制周期都执行如下步骤：(1)、基于对地天线的驱动策略，实时计算当前控制周期的对地天线驱动指令角，再根据连续两个控制周期的对地天线驱动指令角，计算对地天线参考角速度；(2)、判断当前时刻距离预设的轨控时刻是否小于第一预设时间段，如果是，则进入偏置阶段；否则，根据步骤(1)计算得到的对地天线参考角速度调整对地天天线的姿态，使其实现对地跟踪，重复步骤(1)～步骤(2)；偏置阶段执行如下步骤：(3)、设置对地天线偏置到安全角度，之后进入步骤(4)；(4)、判断当前时刻距离预设的轨控时刻是否小于第二预设时间段，如果是，则判断对地天线是否偏置到位，如果是，则在轨控时刻执行轨控操作；否则，取消轨控操作。当对地天线采用先绕本体坐标系X轴旋转，再绕本体坐标系Y轴旋转的驱动策略时，所述对地天线驱动指令角包括对地天线本体坐标系X轴驱动角度和对地天线本体坐标系Y轴驱动角度；所述参考角速度为对地天线本体坐标系X轴参考角速度和对地天线本体坐标系Y轴参考角速度。所述对地天线驱动指令角通过如下方法计算得到：(1.1)、获取对地天线本体坐标系下的地球矢量Rg：(1.2)、采用先绕X轴旋转再绕Y轴旋转的驱动策略，计算对地天线X轴闭环驱动角度αg、对地天线Y轴闭环驱动角度βg；所述对地天线本体坐标系X轴参考角速度和对地天线本体坐标系Y轴参考角速度的计算公式为：Dαg＝2(ag(k)-ag(k-1))Dβg＝2(βg(k)-βg(k-1))其中，ag(k)为当前周期对地天线本体坐标系X轴驱动角度，ag(k-1)为上一个控制周期对地天线本体坐标系X轴驱动角度；βg(k)为当前周期对地天线本体坐标系Y轴驱动角度，βg(k-1)为上一个控制周期对地天线本体坐标系Y轴驱动角度。所述对地天线驱动指令角计算之后，增加对地天线驱动指令角零位修正的步骤。所述零位修正方法为：αg＝α'g+Δαβg＝β'g+Δβ；α′g为修正前的对地天线本体坐标系X轴驱动角度，αg为修正后的对地天线本体坐标系X轴驱动角度，β'g为修正前的对地天线本体坐标系Y轴驱动角度，βg为修正后的对地天线本体坐标系Y轴驱动角度，Δα为对地天线本体坐标系X轴驱动角度零位偏差，Δβ对地天线本体坐标系Y轴驱动角度零位偏差，通过在轨标定获得。在计算对地天线本体坐标系X轴参考角速度和对地天线本体坐标系Y轴参考角速度之前，分别将对地天线本体坐标系X轴驱动角度和对地天线本体坐标系Y轴驱动角度进行限幅处理。所述限幅处理的具体实现为：S3.1、以对地天线本体坐标系X轴驱动角度αg为X坐标、对地天线本体坐标系Y轴驱动角度βg为Y坐标建立二维平面坐标系；S3.2、对地天线X轴、Y轴闭环驱动角度单轴限幅：获取对地天线X轴闭环驱动角度单轴限幅范围[αgmin,αgmax]、Y轴闭环驱动角度单轴限幅范围[βgmin,βgmax]；如果：αg<αgmin或αg>αgmax或者βg<βgmin或βg>βgmax，则更新对地天线本体坐标系X轴驱动角度αg和对地天线本体坐标系Y轴驱动角度βg为上一个控制周期的计算结果，否则，保持对地天线本体坐标系X轴驱动角度αg和的对地天线本体坐标系Y轴驱动角度βg本周期的计算结果不变。S3.3、对地天线X轴、Y轴闭环驱动角度联合约束：取对地天线XY轴驱动安全包络的四个极限位置(α1,β1)、(α2,β2)、(α3,β3)、(α3,β3)；(α1,β1)、(α2,β2)、(α3,β3)、(α3,β3)按照顺时针或者逆时针分布；以(α1,β1)、(α2,β2)相连的直线近似拟合极限位置(α1,β1)、(α2,β2)所在的曲线，计算得到该直线斜率为该连线与+X轴的交点以(α3,β3)、(α3,β3)相连的直线近似拟合极限位置(α3,β3)、(α3,β3)所在的曲线，计算得到该直线斜率为该连线与+X轴的交点如果：αg+K1βg>b1或αg+K2βg<b2，则更新对地天线本体坐标系X轴驱动角度αg和对地天线本体坐标系Y轴驱动角度βg为上一个控制周期的计算结果，否则，保持对地天线本体坐标系X轴驱动角度αg和的对地天线本体坐标系Y轴驱动角度βg本周期的计算结果不变。所述第一预设时间段大于对地天线偏置到安全位置所需的最大时长。所述第二预设时间段大于0。所述步骤(6)对地天线是否偏置到位的判断方法为：分别计算对地天线X轴的指令角度αsafe和对地天线Y轴的指令角度βsafe与各自实际驱动角度之差，若任一项大于预设门限，则认为对地天线偏置不到位；两项均小于门限，则认为对地天线偏置到位。所述预设门限小于等于2°。本专利技术与现有技术相比的有益效果是：(1)本专利技术提出了闭环控制策略和偏置策略，使得火星探测器在维持长期对日姿态保持能源充足的同时，保持对地通讯通畅。在进行大推力轨控变轨前，自主实现对地天线偏置到安全位置，保护天线免受大推力冲击导致折断。(本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.兼顾精确指向及位置安全的火星探测器对地天线控制方法，其特征在于包括如下闭环控制阶段和偏置阶段；/n闭环控制阶段，每个控制周期都执行如下步骤：/n(1)、基于对地天线的驱动策略，实时计算当前控制周期的对地天线驱动指令角，再根据连续两个控制周期的对地天线驱动指令角，计算对地天线参考角速度；/n(2)、判断当前时刻距离预设的轨控时刻是否小于第一预设时间段，如果是，则进入偏置阶段；否则，根据步骤(1)计算得到的对地天线参考角速度调整对地天天线的姿态，使其实现对地跟踪，重复步骤(1)～步骤(2)；/n偏置阶段执行如下步骤：/n(3)、设置对地天线偏置到安全角度，之后进入步骤(4)；/n(4)、判断当前时刻距离预设的轨控时刻是否小于第二预设时间段，如果是，则判断对地天线是否偏置到位，如果是，则在轨控时刻执行轨控操作；否则，取消轨控操作。/n

【技术特征摘要】
1.兼顾精确指向及位置安全的火星探测器对地天线控制方法，其特征在于包括如下闭环控制阶段和偏置阶段；
闭环控制阶段，每个控制周期都执行如下步骤：
(1)、基于对地天线的驱动策略，实时计算当前控制周期的对地天线驱动指令角，再根据连续两个控制周期的对地天线驱动指令角，计算对地天线参考角速度；
(2)、判断当前时刻距离预设的轨控时刻是否小于第一预设时间段，如果是，则进入偏置阶段；否则，根据步骤(1)计算得到的对地天线参考角速度调整对地天天线的姿态，使其实现对地跟踪，重复步骤(1)～步骤(2)；
偏置阶段执行如下步骤：
(3)、设置对地天线偏置到安全角度，之后进入步骤(4)；
(4)、判断当前时刻距离预设的轨控时刻是否小于第二预设时间段，如果是，则判断对地天线是否偏置到位，如果是，则在轨控时刻执行轨控操作；否则，取消轨控操作。


2.根据权利要求1所述的兼顾精确指向及位置安全的火星探测器对地天线控制方法，其特征在于当对地天线采用先绕本体坐标系X轴旋转，再绕本体坐标系Y轴旋转的驱动策略时，所述对地天线驱动指令角包括对地天线本体坐标系X轴驱动角度和对地天线本体坐标系Y轴驱动角度；所述参考角速度为对地天线本体坐标系X轴参考角速度和对地天线本体坐标系Y轴参考角速度。


3.根据权利要求2所述的兼顾精确指向及位置安全的火星探测器对地天线控制方法，其特征在于所述对地天线驱动指令角通过如下方法计算得到：
(1.1)、获取对地天线本体坐标系下的地球矢量Rg：



(1.2)、采用先绕X轴旋转再绕Y轴旋转的驱动策略，计算对地天线X轴闭环驱动角度αg、对地天线Y轴闭环驱动角度βg；








4.根据权利要求2所述的兼顾精确指向及位置安全的火星探测器对地天线控制方法，其特征在于所述对地天线本体坐标系X轴参考角速度和对地天线本体坐标系Y轴参考角速度的计算公式为：
Dαg＝2(ag(k)-ag(k-1))
Dβg＝2(βg(k)-βg(k-1))
其中，ag(k)为当前周期对地天线本体坐标系X轴驱动角度，ag(k-1)为上一个控制周期对地天线本体坐标系X轴驱动角度；βg(k)为当前周期对地天线本体坐标系Y轴驱动角度，βg(k-1)为上一个控制周期对地天线本体坐标系Y轴驱动角度。


5.根据权利要求2所述的兼顾精确指向及位置安全的火星探测器对地天线控制方法，其特征在于所述对地天线驱动指令角计算之后，增加对地天线驱动指令角零位修正的步骤。


6.根据权利要求5所述的兼顾精确指向及位置安全的火星探测器对地天线控制方法，其特征在于所述零位修正方法为：
αg＝α′g+Δα
βg＝β′g+Δβ；
α′g为修正前的对地天线本体坐标系X轴驱动角度，αg为修正后的对地天线本体坐标系X轴驱动角度，β′g为修正前的对地天线本体坐标系Y轴驱动角度，βg为修正后的对地天线本体坐标系Y轴驱动角度，Δα为对地天线本体坐标系X轴驱动角度零位偏差，Δβ对地天线本体坐标系Y轴驱动角...

【专利技术属性】
技术研发人员：周誌元，于常利，黄韵弘，李立斌，朱庆华，冯建军，
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