一种环扫成像卫星的起旋控制方法、装置及介质制造方法及图纸

本发明专利技术实施例公开了一种环扫成像卫星的起旋控制方法、装置及介质；该方法可以包括：根据(w,z)参数构建的运动学方程以及以刚性模型构建的动力学方程通过对时间积分获得用于描述自旋轴指向的参数w的参考值w

【技术实现步骤摘要】
一种环扫成像卫星的起旋控制方法、装置及介质


[0001]本专利技术实施例涉及航天器控制
，尤其涉及一种环扫成像卫星的起旋控制方法、装置及介质。

技术介绍

[0002]环形扫描成像卫星(Conical Scanning Imaging Satellites，可简称为环扫成像卫星)配备有一个倾斜安装的光学相机，当其绕天底轴(nadir axis)旋转时，相机的螺旋覆盖区域将覆盖一个宽广的范围，这比传统的成像方法，诸如推扫或者多条带拼接的卫星能够获得更广泛的图像。不同于传统的自旋稳定卫星，环扫成像卫星往往采用整星零动量控制方式，以便执行姿态控制操作。因此，在环扫成像卫星执行环扫成像任务前，需要通过反作用飞轮等角动量交换装置，来实现整星起旋(Spinning
‑
up)。
[0003]常规的卫星姿态控制通常使用四元数作为控制变量；由于每组四元数必须对应一个确定的姿态，因此如果使用四元数作为控制变量进行同步起旋控制，那么就需要在起旋之前明确给出一个期望的四元数轨迹，这个期望的四元数需要通过轨迹预设或轨迹优化来实现，但预设的轨本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种环扫成像卫星的起旋控制方法，其特征在于，所述方法包括：根据(w,z)参数构建的运动学方程以及以刚性模型构建的动力学方程通过对时间积分获得用于描述自旋轴指向的参数w的参考值w
r
；起旋阶段：在不引入用于描述绕自旋轴转动角度的参数z的情况下，利用第一参考值w
r
所得到的参数w误差w
e
以及角速度误差ω
e
设计用于起旋控制的第一控制律，并在起旋稳定后切换至自旋角度控制阶段；自旋角度控制阶段：利用将切换时的参数z的值作为参数z的参考值z
r
的初始值，并根据(w,z)参数构建的运动学方程以及以刚性模型构建的动力学方程通过对时间积分获得后续参考值z
r
；根据所述参数z的参考值z
r
引入参数z的误差z
e
，根据所述参数z的误差z
e
以及所述第一控制律设计用于自旋角度控制的第二控制律。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据(w,z)参数构建的运动学方程以及以刚性模型构建的动力学方程通过对时间积分获得用于描述自旋轴指向的参数w的参考值w
r
，包括：基于刚性航天器承受有限的干扰，构建动力学方程为：其中，表示卫星的惯性矩；ω＝[ω1,ω2,ω3]
T
表示卫星在体坐标系下的角速度；表示卫星飞轮角动量；表示控制力矩，其等于T
d
是干扰力矩；运算符(
·
)
×
表示3
×
3的交乘矩阵(cross
‑
product matrix)，在本发明实施例中，基于(w,z)参数所构建的运动学方程如下式所示：其中，ω＝ω1+iω2，表示ω的共轭复数；设定卫星在起旋初始时刻在惯性系下的位置矢量和速度矢量分别为R0和V0，获得轨道坐标系相对于卫星惯性坐标系的姿态转换矩阵如下式所示：其中，根据所述姿态转换矩阵C
oi0
，获得参数w的参考值初值其中，a
r0
＝C
oi0
(1,
3)，C
oi0
(1,3)表示所述姿态转换矩阵第1行第3列的元素值；b
r0
＝C
oi0
(2,3)，C
oi0
(2,3)表示所述姿态转换矩阵第2行第3列的元素值；c
r0
＝C
oi0
(3,3)，C
oi0
(3,3)表示所述姿态转换矩阵第3行第3列的元素值；设定C
20
＝C2(w
r0
)，其中，根据确定参数z的参考值初值如下所示：其中，ζ
r0
＝atan2(C
10
(1,2),C
10
(1,1))，atan2表示反正切函数；利用所述参数w以及参数z的参考值初值，并基于所述运动学方程以及动力学方程进行时间积分，获得参数w的参考值w
r
。3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述在不引入用于描述绕自旋轴转动角度的参数z的情况下，利用第一参考值w
r
所得到的参数w误差w
e
以及角速度误差ω
e
设计用于起旋控制的第一控制律，并在起旋稳定后切换至自旋角度控制阶段，包括：定义角速度误差ω
e
以及(w,z)参数的误差值w
e
与z
e
如下所示：ω
e
＝ω
‑
C
br
ω
rr
其中，为卫星本体坐标系相对参考姿态坐标系的姿态转换矩阵，C
ri
表示从惯性坐标系相对参考姿态坐标系的转换矩阵，C
bi
表示从惯性坐标系相对体坐标系的转换矩阵，ω
r
表示参考角速度；a
e
,b
e
,c
e
可以通过计算获得；ζ
e
＝atan2(C
e1
(1,2),C
e1
(1,1))，C
e2
＝C2(w
e
)；根据角速度误差ω
e
以及参数w误差w
e
，通过下式所示的第一控制律进行起旋控制：其中，J
b0
表示卫星的惯性矩初始值，表示参考角速度对时间的一次微分，Θ表示集总扰动的估计值，K
ω
＝diag(k
ω1
,k
ω2
,k
ω3
)，k
w
和k
ωi
(i＝1,2,3)为大于0的可变参数；sgn(ω
e
)表示对于向量ω
e
的符号函数；当按照所述第一控制率进行起旋控制并且稳定时，切换至自旋角度控...

【专利技术属性】
技术研发人员：曹喜滨，奚瑞辰，吴凡，李化义，岳程斐，陈雪芹，
申请(专利权)人：哈尔滨工业大学，
类型：发明
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