一种超低轨道卫星高精度姿态控制系统及方法技术方案

本发明专利技术公开了一种超低轨道卫星高精度姿态控制系统及方法，所述系统包括：姿态测量敏感模块、姿态控制器以及控制执行机构；其中，姿态测量敏感模块用于测量当前卫星的姿态信息；姿态控制器用于结合当前卫星的姿态信息，采用预设控制策略，解算出控制执行机构的控制量输入；控制执行机构用于根据控制量输入产生影响卫星姿态运动的力矩，以通过反作用飞轮控制与喷气控制交替使用的方式对卫星姿态进行控制。本发明专利技术基于推进系统、反作用飞轮及磁力矩器，实现了针对超低轨道卫星的全区间高精度高稳定度姿态控制目标。定度姿态控制目标。定度姿态控制目标。

【技术实现步骤摘要】
一种超低轨道卫星高精度姿态控制系统及方法


[0001]本专利技术涉及超低轨道卫星姿态控制
，特别涉及一种超低轨道卫星高精度姿态控制系统及方法。

技术介绍

[0002]目前国内外发射了一些超低轨道卫星，其观测任务轨道范围主要集中在300km以上，针对更低的超低轨道的卫星的高精度姿态控制研究相对较少。有人针对150～200km范围内的卫星高精度姿态控制做了理论研究，在反作用轮控制的基础上加入气动舵机辅助姿态控制，实现高精度姿态控制，但是该方法使用成本过高，且目前未实现工程应用。
[0003]超低轨道大气密度显著增加，气动干扰力矩明显增大，可达到10
‑
1Nm量级。目前对于该轨道区间的卫星的通常采用喷气控制实现三轴姿态稳定，但该控制方法控制精度较差，稳定度不高，控制精度约3
°
量级，稳定度约0.5
°
/s量级。

技术实现思路

[0004]本专利技术提供了一种超低轨道卫星高精度姿态控制系统及方法，以解决现有技术所存在的控制精度比较差，稳定度不高的技术问题。
[0005]为解决上述技术问题，本专利技术提供了如下技术方案：
[0006]一方面，本专利技术提供了一种超低轨道卫星高精度姿态控制系统，所述姿态控制系统包括：姿态测量敏感模块、姿态控制器以及控制执行机构；其中，
[0007]所述姿态测量敏感模块用于测量当前卫星的姿态信息；
[0008]所述姿态控制器用于结合所述姿态测量敏感模块测量得到的当前卫星的姿态信息，采用预设控制策略，解算出所述控制执行机构的控制量输入；
[0009]所述控制执行机构用于根据所述控制量输入产生影响卫星姿态运动的力矩，以通过反作用飞轮控制与喷气控制交替使用的方式对卫星姿态进行控制。
[0010]进一步地，所述姿态测量敏感模块包括：星敏感器、光纤陀螺组件、三轴磁强计以及太阳敏感器组件。
[0011]进一步地，所述姿态控制器为星载计算机。
[0012]进一步地，所述控制执行机构包括推进组件、反作用飞轮以及磁力矩器。
[0013]进一步地，所述预设控制策略包括：
[0014]当气动干扰力矩未超过预设阈值时，采用反作用飞轮控制的方式进行姿态控制，磁力矩器用于反作用飞轮角动量卸载；
[0015]当气动干扰力矩超过预设阈值时，由地面判断是否将姿态控制方式切换为喷气控制；当地面判断将喷气控制作为姿态控制方式后，卫星进入喷气控制模式，反作用飞轮维持在标称转速，采用喷气控制的方式实现卫星三轴姿态控制；
[0016]当收到载荷观测时刻后，姿态控制器计算切入反作用飞轮控制模式的时刻，切换时间一到，则卫星自主切入反作用飞轮控制模式，此时，喷气控制停止；当载荷观测任务结
束后，卫星即刻切入喷气控制模式，此时，将反作用飞轮转速拉回到标称转速，达到反作用飞轮角动量卸载的目的；等待进入下一次载荷观测任务；其中，当反作用飞轮控制模式的持续时间超过预设持续时长后，将姿态控制模式强制切换到喷气控制模式，同时，反作用飞轮拉到标称转速。
[0017]进一步地，所述计算切入反作用飞轮控制模式的时刻，包括：
[0018]计算达到载荷的观测指向精度及稳定度的动态时间：
[0019]T＝Hrem/(k1*Tc)+t
[0020]其中，T表示达到载荷的观测指向精度及稳定度的动态时间；Hrem为由喷气控制模式切换到反作用飞轮控制模式时整星的残余角动量，Tc为反作用飞轮能提供的卫星三轴控制力矩幅值，k1为力矩增益，k1＜1，通常取k1＝0.8～0.6，t为稳态收敛时间。
[0021]根据计算出的动态时间T，确定切入反作用飞轮控制模式的时刻。
[0022]进一步地，所述持续时长的计算公式为：
[0023]Twheel＝(Hwheel
‑
Hrem)/(k2*Td)
[0024]其中，Twheel表示所述持续时长；Hwheel为反作用飞轮能提供的单轴角动量，Hrem为由喷气控制模式切换到反作用飞轮控制模式时整星的残余角动量，k2为干扰力矩系数，k2>1，k2的取值范围为1.6～1.8，Td为干扰力矩量级。
[0025]另一方面，本专利技术还提供了一种利用上述的超低轨道卫星高精度姿态控制系统实现的超低轨道卫星高精度姿态控制方法，所述控制方法包括：
[0026]当气动干扰力矩未超过预设阈值时，采用反作用飞轮控制的方式进行姿态控制，磁力矩器用于反作用飞轮角动量卸载；
[0027]当气动干扰力矩超过预设阈值时，由地面判断是否将姿态控制方式切换为喷气控制；当地面判断将喷气控制作为姿态控制方式后，卫星进入喷气控制模式，反作用飞轮维持在标称转速，采用喷气控制的方式实现卫星三轴姿态控制；
[0028]当收到载荷观测时刻后，姿态控制器计算切入反作用飞轮控制模式的时刻，切换时间一到，则卫星自主切入反作用飞轮控制模式，此时，喷气控制停止；当载荷观测任务结束后，卫星即刻切入喷气控制模式，此时，将反作用飞轮转速拉回到标称转速，达到反作用飞轮角动量卸载的目的；等待进入下一次载荷观测任务；其中，当反作用飞轮控制模式的持续时间超过预设持续时长后，将姿态控制模式强制切换到喷气控制模式，同时，反作用飞轮拉到标称转速。
[0029]本专利技术提供的技术方案带来的有益效果至少包括：
[0030]1、采用本专利技术这种反作用飞轮控制与喷气控制交替使用的方法能实现在超低轨道区间内的高精度高稳定度姿态控制目标，进一步拓宽载荷观测的范围。
[0031]2、相比于喷气卸载的方法，本专利技术所采用的将反作用飞轮转速直接拉回标称转速的方法的有更明显的优点。采用本专利技术的方法后，反作用飞轮角动量容量可控，能够精确的计算反作用飞轮持续控制时间，控制效果更好。
附图说明
[0032]为了更清楚地说明本专利技术实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的一些实施例，对于
本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0033]图1是本专利技术实施例提供的超低轨道卫星高精度姿态控制系统的框图；
[0034]图2是本专利技术实施例提供的超低轨道卫星高精度姿态控制方法的原理图。
具体实施方式
[0035]为使本专利技术的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本专利技术实施方式作进一步地详细描述。
[0036]本实施例提供了一种超低轨道卫星高精度姿态控制系统，特别适合运行在超低轨道且有高精度高稳定度姿控需求的卫星。该系统包括姿控硬件与姿控软件两部分。其中，如图1所示，硬件部分主要由姿态测量敏感模块、姿态控制器以及控制执行机构组成；其中，姿态测量敏感模块包括：星敏感器、光纤陀螺组件、三轴磁强计以及太阳敏感器组件。姿态控制器为星载计算机。控制执行机构包括推进组件、反作用飞轮以及磁力矩器。姿态测量敏感模块用于本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种超低轨道卫星高精度姿态控制系统，其特征在于，所述姿态控制系统包括：姿态测量敏感模块、姿态控制器以及控制执行机构；其中，所述姿态测量敏感模块用于测量当前卫星的姿态信息；所述姿态控制器用于结合所述姿态测量敏感模块测量得到的当前卫星的姿态信息，采用预设控制策略，解算出所述控制执行机构的控制量输入；所述控制执行机构用于根据所述控制量输入产生影响卫星姿态运动的力矩，以通过反作用飞轮控制与喷气控制交替使用的方式对卫星姿态进行控制。2.如权利要求1所述的超低轨道卫星高精度姿态控制系统，其特征在于，所述姿态测量敏感模块包括：星敏感器、光纤陀螺组件、三轴磁强计以及太阳敏感器组件。3.如权利要求1所述的超低轨道卫星高精度姿态控制系统，其特征在于，所述姿态控制器为星载计算机。4.如权利要求1所述的超低轨道卫星高精度姿态控制系统，其特征在于，所述控制执行机构包括：推进组件、反作用飞轮以及磁力矩器。5.如权利要求1所述的超低轨道卫星高精度姿态控制系统，其特征在于，所述预设控制策略包括：当气动干扰力矩未超过预设阈值时，采用反作用飞轮控制的方式进行姿态控制，磁力矩器用于反作用飞轮角动量卸载；当气动干扰力矩超过预设阈值时，由地面判断是否将姿态控制方式切换为喷气控制；当地面判断将喷气控制作为姿态控制方式后，卫星进入喷气控制模式，反作用飞轮维持在标称转速，采用喷气控制的方式实现卫星三轴姿态控制；当收到载荷观测时刻后，姿态控制器计算切入反作用飞轮控制模式的时刻，切换时间一到，则卫星自主切入反作用飞轮控制模式，此时，喷气控制停止；当载荷观测任务结束后，卫星即刻切入喷气控制模式，此时，将反作用飞轮转速拉回到标称转速，达到反作用飞轮角动量卸载的目的；等待进入下一次载荷观测任务；其中，当反作用飞轮控制模式的持续时间超过预设持续时长后，将姿态控制模式强制切换到喷气控制模式，同时，反作用飞轮拉到标称转速。6.如权利要求5所述的超低轨道卫星高精度姿态控制系统，其特征在于，所述计算切入反作...

【专利技术属性】
技术研发人员：王俊，常亮，张飞，王尊，邵帅，
申请(专利权)人：上海微小卫星工程中心，
类型：发明
国别省市：