一种卫星姿态控制系统技术方案

本申请提出一种卫星姿态控制系统，包括：命令处理模块、与所述命令处理模块连接的姿态确定模块、姿态控制模块和信息存储模块，其中，命令处理模块用于接收、解释、判别并执行来自地面站或星务管理系统的控制指令；姿态确定模块用于在预设控制阶段，根据姿态敏感器件采集的测量数据，计算卫星当前的姿态信息，姿态控制模块获取姿态确定模块确定的姿态信息，并根据姿态信息，按照预设控制阶段对应的控制律进行计算，生成姿控执行器的控制命令，并驱动姿控执行器执行控制命令；信息存储模块用于存储姿态敏感器件的信息和姿控执行器的信息，将存储的信息组成整轨数据包传送给地面站。通过本申请，满足了卫星各阶段的姿态控制需求。

【技术实现步骤摘要】
一种卫星姿态控制系统
本专利技术涉及一种卫星姿态控制系统(AttitudeDeterminationandControlSystem，ADCS)，属于航天器姿态控制

技术介绍
卫星姿控系统是整个卫星系统的重要组成部分。姿控系统是一个嵌入式实时控制系统。它不同于一般的控制系统，其构成复杂，可靠性要求较高。姿控系统具体包括卫星本体动力学分析、姿态敏感器、姿态确定算法、姿态控制算法、执行机构等。姿控系统软件的设计目标与所有软件设计一样都是为了在时间和各类资源环境的约束限制下最大限度地满足需求。姿控系统在轨运行环境不断变化，软件设计不仅需要完成系统设定的功能和性能要求，更需要在可理解，易维护，可扩充方面达到高水平，以满足星上系统控制不断变化的需求。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本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种卫星姿态控制系统，其特征在于，包括：命令处理模块、与所述命令处理模块连接的姿态确定模块、姿态控制模块和信息存储模块；其中，/n所述命令处理模块，用于接收、解释、判别并执行来自地面站或星务管理系统的控制指令；/n所述姿态确定模块，用于在预设控制阶段，根据姿态敏感器件采集的测量数据，计算卫星当前的姿态信息；/n所述姿态控制模块，与所述姿态确定模块通信，用于获取所述姿态确定模块确定的所述姿态信息，并根据所述姿态信息，按照所述预设控制阶段对应的控制律进行计算，生成姿控执行器的控制命令，并驱动所述姿控执行器执行所述控制命令；/n所述信息存储模块，用于存储所述姿态敏感器件的信息和所述姿控执行器的信...

【技术特征摘要】
1.一种卫星姿态控制系统，其特征在于，包括：命令处理模块、与所述命令处理模块连接的姿态确定模块、姿态控制模块和信息存储模块；其中，
所述命令处理模块，用于接收、解释、判别并执行来自地面站或星务管理系统的控制指令；
所述姿态确定模块，用于在预设控制阶段，根据姿态敏感器件采集的测量数据，计算卫星当前的姿态信息；
所述姿态控制模块，与所述姿态确定模块通信，用于获取所述姿态确定模块确定的所述姿态信息，并根据所述姿态信息，按照所述预设控制阶段对应的控制律进行计算，生成姿控执行器的控制命令，并驱动所述姿控执行器执行所述控制命令；
所述信息存储模块，用于存储所述姿态敏感器件的信息和所述姿控执行器的信息，并将存储的信息组成整轨数据包传送给所述地面站。


2.根据权利要求1所述的卫星姿态控制系统，其特征在于，所述姿控执行器包括：磁力矩器和动量轮组；所述姿态敏感器件包括：磁强计、星敏感器和太阳敏感器；所述预设控制阶段包括：消旋阶段、对日捕获阶段、S-dot阶段、对日定向阶段和对地遥感拍照/对地数传阶段；其中，
在所述消旋阶段，所述姿态确定模块的速率滤波器根据所述磁强计的测量值解算得到卫星三轴角速率；所述姿态控制模块将所述卫星三轴角速率作为偏差，形成控制器，得到目标输出力矩，并将所述目标输出力矩转化为所述磁力矩器的控制量，根据所述磁力矩器的控制量生成所述控制指令，驱动所述磁力矩器根据所述控制指令进行卫星三轴角速率的阻尼；当所述卫星三轴角速率稳定在预设角速率范围内时，所述消旋阶段结束，进入所述对日捕获阶段；
在所述对日捕获阶段，所述姿态控制模块首先启动所述动量轮组并达到设定的额定转速，其中，所述动量轮组启动期间采用所述消旋阶段的姿态控制方式，保持所述卫星三轴角速率的稳定；当所述动量轮组达到所述额定转速并保持稳定后，所述姿态控制模块以所述速率滤波器解算出的卫星三轴角速率作为偏差，形成控制器，得到绕卫星不同轴旋转时所述动量轮组的控制指令，控制卫星以设定的搜索角速率，按照绕X轴、绕Z轴、绕XZ轴、绕﹣XZ轴的顺序依次旋转一圈，以搜寻太阳矢量，在搜寻过程中，以所述太阳敏感器的有效输出作为搜寻中断标志，当搜寻到太阳矢量后，卫星即停止转动，进入对日定向；
在所述S-dot阶段，所述太阳敏感器测量卫星本体系中的太阳矢量和太阳敏感器光轴矢量，所述姿态控制模块将所述太阳矢量和所述太阳敏感器光轴矢量进行叉乘的结果作为偏差，结合所述速率滤波器输出的卫星三轴角速率，形成控制器，得到所述动量轮组的目标输出力矩，根据所述动量轮组的目标输出力矩和所述动量轮组的转动惯量，驱动所述动量轮组控制卫星调整姿态，使所述太阳敏感器的光轴对日，结束所述对日捕获阶段，进入所述对日定向阶段；
在所述对日定向阶段，所述姿态确定模块中的全姿态滤波器，根据所述星敏感器的测量值，或者根据所述磁强计以及所述太阳敏感器的测量值，解算得到卫星当前姿态和卫星三轴角速率；所述姿态控制模块计算出所述卫星当前姿态相对于期望姿态的姿态四元数，以及卫...

【专利技术属性】
技术研发人员：孟子阳，孙晓龙，张高飞，
申请(专利权)人：清华大学，
类型：发明
国别省市：北京;11