基于纯磁控方式的卫星对日自旋稳定姿态控制方法及装置制造方法及图纸

本发明专利技术提出一种基于纯磁控方式的卫星对日自旋稳定姿态控制方法及装置，属于航天器姿态控制技术领域。其中，所述方法包括：计算卫星三轴角速率的估计值，根据卫星三轴角速率的估计值，分别计算卫星对日自旋各控制阶段的目标输出力矩，其中，在对日捕获阶段、起旋阶段和对日自旋稳定阶段，当太阳位于太阳敏感器的测量视场内时，目标输出力矩中考虑由太阳敏感器测量得到的太阳矢量；根据目标输出力矩和地磁矢量测量值，计算三轴磁力矩器的目标输出磁矩并转化为控制指令以实现卫星姿态控制。本发明专利技术充分考虑地影区、太阳敏感器与太阳帆板偏置安装、太阳敏感器视场范围以及环境干扰力矩等因素影响，可控制卫星从任意初始状态最终实现对日自旋稳定。日自旋稳定。日自旋稳定。

【技术实现步骤摘要】
基于纯磁控方式的卫星对日自旋稳定姿态控制方法及装置


[0001]本专利技术属于航天器姿态控制
，特别涉及一种基于纯磁控方式的卫星对日自旋稳定姿态控制方法及装置。

技术介绍

[0002]通常来说，为保证星上系统能源供应，卫星在轨运行的绝大部分时间均处于对日定向状态。在对日定向状态下，卫星依靠姿态控制系统不断调整卫星姿态，从而使太阳帆板始终对准太阳矢量。对日定向状态对星上能源供应至关重要，能否建立稳定可靠的对日定向姿态，直接决定了卫星飞行任务的成败。因此，研究如何采用最小系统实现对日定向姿态控制，尤其对于星上配置受限、器件工作故障的卫星，意义重大。
[0003]2007年，骆军红等研究者针对太阳帆航天器，设计了一种自旋稳定姿态控制方法，探讨了自旋速度的获得方式，并对太阳帆航天器姿态控制特性进行了仿真分析，仿真结果表明太阳帆可以通过自旋实现单轴指向。2019年，夏喜旺等研究者选用太阳敏感器和磁强计作为姿态敏感器，选用磁力矩器作为姿态执行机构，提出了纯磁控自旋对日定向方法及其修正方法，实现了卫星对日自旋稳定姿态控制。2020年，刘善伍等研本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于纯磁控方式的卫星对日自旋稳定姿态控制方法，其特征在于，包括：计算卫星三轴角速率的估计值；根据所述卫星三轴角速率的估计值，分别计算卫星对日自旋各控制阶段的目标输出力矩，所述对日自旋各控制阶段包括：初始消旋阶段、对日捕获阶段、起旋阶段和对日自旋稳定阶段；其中，在所述对日捕获阶段、所述起旋阶段和所述对日自旋稳定阶段，当太阳位于所述卫星的太阳敏感器的测量视场内时，所述目标输出力矩中考虑由所述太阳敏感器测量得到的太阳矢量；根据所述目标输出力矩和所述卫星的三轴磁强计测量得到的地磁矢量测量值，计算所述三轴磁力矩器的目标输出磁矩；将所述目标输出磁矩转化为所述三轴磁力矩器的控制指令，以驱动所述三轴磁力矩器进行所述卫星的姿态控制。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述卫星三轴角速率的估计值计算方法如下：(1)构建状态矢量(1)构建状态矢量其中，为卫星本体坐标系中表示的卫星三轴角速率；ω
x
、ω
y
、ω
z
分别为在卫星本体坐标系O
b
X
b
Y
b
Z
b
的O
b
X
b
、O
b
Y
b
、O
b
Z
b
轴向上的分量；(2)构建状态方程和状态转移矩阵；构建卫星姿态动力学方程如下：其中，为卫星的转动惯量矩阵，当卫星本体坐标系O
b
X
b
Y
b
Z
b
为质心惯性主轴坐标系时，矩阵J为对角矩阵，矩阵J的对角元素J
x
、J
y
、J
z
分别代表卫星绕O
b
X
b
、O
b
Y
b
、O
b
Z
b
轴方向旋转的转动惯量；为三轴磁力矩器输出的控制力矩；所述姿态动力学方程即状态方程，将所述姿态动力学方程线性化得到状态转移矩阵所述姿态动力学方程即状态方程，将所述姿态动力学方程线性化得到状态转移矩阵其中，ΔT为运行周期；(3)构建量测方程和量测矩阵；将三轴磁强计连续两次测量得到的地磁矢量测量值分别记为B
b
和其中，
为当前时刻的地磁矢量测量值，分别为当前时刻地磁矢量测量值在卫星本体坐标系O
b
X
b
、O
b
Y
b
、O
b
Z
b
轴向上的分量；为前一时刻地磁矢量测量值，分别为前一时刻地磁矢量测量值在卫星本体坐标系O
b
X
b
、O
b
Y
b
、O
b
Z
b
轴向上的分量；构建观测矢量如下：令为表示时间段ΔT内卫星本体坐标系转动角度的向量，Θ
Δ
所对应的方向余弦矩阵近似表示为：其中，为向量的叉乘矩阵，表达式如下：则构建量测方程如下：其中，为误差项；根据量测方程，得到量测矩阵为：(4)根据步骤(2)得到的状态转移矩阵和步骤(3)得到的量测矩阵，利用卡尔曼滤波方法，计算得到卫星三轴角速率的估计值3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：在所述初始消旋阶段、或在所述对日捕获阶段中当太阳进入所述卫星的太阳敏感器测
量视场前、或在所述对日捕获阶段中当所述卫星位于地影区时，所述目标输出力矩计算表达式如下：其中，为卫星三轴角速率的估计值，K1为正的第一控制系数；计算三轴磁力矩器的目标输出磁矩M：其中，B
b
为当前时刻的地磁矢量测量值；α1为矢量B
b
和T
c1
间的夹角。4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：在初始消旋阶段，若卫星三轴角速率在大于等于设定的第一时间阈值的时间内的角速率值始终小于等于设定的第一角速率阈值，则初始消旋阶段结束，所述卫星进入对日捕获阶段。5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：在所述对日捕获阶段且当太阳位于所述卫星的太阳敏感器的测量视场内时，所述目标输出力矩计算表达式如下：其中，为卫星三轴角速率的估计值，K2、K3、K4分别为正的第二、三、四控制系数；为太阳敏感器光轴方向单位矢量；S
b
为当前时刻太阳敏感器测量得到的太阳矢量，为前一时刻太阳敏感器测得的太阳矢量；为卫星的转动惯量矩阵，当卫星本体坐标系O
b
X
b
Y
b
Z
b
为质心惯性主轴坐标系时，矩阵J为对角矩阵，矩阵J的对角元素J
x
、J
y
...

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