【技术实现步骤摘要】
微纳卫星对站通信任务的控制及其高频控制方法、系统
[0001]本专利技术涉及卫星通信控制
，具体地，涉及一种微纳卫星对站通信任务的控制及其高频控制方法
、
系统，同时提供了一种相应的计算机终端及计算机可读存储介质
。
技术介绍
[0002]目前卫星控制频率通常都比较低，一般最高不超过
8Hz。
超高动态超高精度对站的卫星系统方案设计中都采用二维转台方案，使卫星结构复杂，增加了卫星成本
、
重量和星务软件开发的难度，卫星在轨任务也更加复杂
。
在低成本
、
实用化的商业卫星领域，很难产生经济和社会效益
。
[0003]国内商业航天发展日新月异，小型化
、
低成本的微纳卫星将迎来发展良机
。
随着量子微纳卫星的成功发射，现有的低频控制技术已无法满足超高动态超高精度的微纳卫星对站通信任务
。
如何实现卫星对站通信任务期间的超高动态超高精度指向要求，成为本领域亟待解决的问题
。
[0004]目前没有发现同本专利技术类似技术的说明或报道，也尚未收集到国内外类似的资料
。
技术实现思路
[0005]本专利技术针对现有技术中存在的上述不足，提供了一种微纳卫星对站通信任务的控制及其高频控制方法
、
系统，同时提供了一种相应的计算机终端及计算机可读存储介质
。
[0006]根据本专利技术的一个方面，提供了一种
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.
一种微纳卫星对站通信任务的高频控制方法，其特征在于，用于微纳卫星量子对站通信任务中，包括：根据地面预先已上注的指令序列，解析出量子对站通信任务的启动时间，当星上时间到达启动时间时，启动量子对站通信任务，获取指向地面站期望姿态角，输出任务模式字；根据任务模式字，请求和处理遥测数据，并输出数据更新标识；根据数据更新标识，实时接收位置及速度数据，并进行圆轨道外推计算和格林尼治平恒星时角计算，得到的结果用于计算指向地面站期望姿态角；基于指向地面站期望姿态角，进行姿态定姿和姿态控制；根据地面预先已上注的指令序列，解析出当前轨量子对站通信任务的结束时间，当星上时间到达结束时间，输出任务结束字；根据任务结束字，停止获取及处理遥感数据以及相应计算过程，量子对站通信任务结束
。2.
根据权利要求1所述的微纳卫星对站通信任务的高频控制方法，其特征在于，所述指向地面站期望姿态角，包括：指向地面站期望的滚动姿态角
、
俯仰姿态角和偏航姿态角，通过计算出三轴姿态角误差，获得相应的任务模式字
。3.
根据权利要求1所述的微纳卫星对站通信任务的高频控制方法，其特征在于，所述基于指向地面站期望姿态角，进行姿态定姿和姿态控制，包括：根据当前卫星姿态和对站导引律偏差，确定轮控所需的各反作用轮控制力矩，通过计算卫星三轴控制力矩输出反作用轮的力矩和
/
或转速控制指令，和
/
或，输出磁力矩器的控制指令
。4.
根据权利要求3所述的微纳卫星对站通信任务的高频控制方法，其特征在于，所述计算卫星三轴控制力矩，包括：计算耦合力矩项
T
ou
：令：
ω
bi
＝
Atti_
ω
bi
则：
T
ou
＝
[
ω
bi
×
](I
ω
bi
+H
w
)
式中，
ω
bi
为
J2000
惯性系定姿姿态角速度，
I
为帆板展开后卫星惯量阵，
H
w
为反作用轮组带给卫星三个正交轴的角动量；
ω
bix
为
X
轴姿态角速度，
ω
biy
为
Y
轴姿态角速度，
ω
biz
为
Z
轴姿态角速度；计算测量姿态角
Mesure_A
bo
：
ST
b
＝
Atti_
μ
ST
b
；
Mesure_A
bo
＝
[atan2(ST
b
[1]
，
ST
b
[2])
ꢀ‑
atan2(ST
b
[0]
，
ST
b
[2]) 0]
式中，
ST
b
和
Atti_
μ
ST
b
一样，为卫星本体系定姿单位星站矢量；
atan2(ST
b
[1]
，
ST
b
[2])
表示，记为
‑
atan2(ST
b
[0]
，
ST
b
[2])
表示，记为
θ
m
；
置轨道系对站期望姿态角
A
boc_station
为：
A
boc_station
＝
[0 0 0]
T
计算误差姿态角
θ
e
：根据轨道系对站期望姿态角
A
boc_station
，计算轨道系到参考系的姿态转换矩阵
R
fo
；根据测量姿态角计算轨道系到本体系的姿态转换矩阵
R
bo
；根据姿态转换矩阵
R
fo
和
R
bo
，计算参考系到本体系的姿态转换矩阵，计算参考系到本体系的姿态转换矩阵根据参考系到本体系的姿态转换矩阵
R
bf
，计算误差姿态角
θ
e
，得到：若或，则
θ
e
＝
θ
epre
；否则，
θ
e
＝
‑
atan2(ST
b
[0]
，
ST
b
[2])
；式中，为误差姿态偏航角，
θ
e
为误差姿态俯仰角，
θ
epre
为上一拍的误差姿态俯仰角；误差姿态角
θ
e
进行取值限制：若则否则，若则否则，不做处理；若
θ
e
≥k
dy
ω
max
/k
py
，则
θ
e
＝
k
dy
ω
max
/k
py
；否则，若
θ
e
≤
‑
k
dy
ω
max
/k
py
，则
θ
e
＝
‑
k
dy
ω
max
/k
py
；否则，
θ
e
不做处理；计算误差角速度
ω
ex
、
ω
ey
：
ω
bo
＝
Atti_
ω
bo
ω
e
＝
ω
bo
‑
R
bf
ω
boc
，取
ω
ex
、
ω
ey
式中，
ω
ex
为
X
轴误差角速度，
ω
ey
为
Y
轴差角速度，
Atti_
ω
bo
为轨道系定姿姿态角速度，
ω
e
为误差角速度，
ω
boc
为轨道系定姿姿态角速度；计算偏航角误差
ψ
e
：根据轨道系期望姿态角
A
boc
，计算得到轨道系到参考系的姿态转换矩阵
R
fo
；根据轨道系定姿姿态角
Atti_A
bo
，计算轨道系到本体系的姿态转换矩阵
R
bo
；由姿态转换矩阵
R
fo
和
R
bo
，计算参考系到本体系的姿态转换矩阵由参考系到本体系的姿态转换矩阵
R
bf
，计算误差姿态角
ψ
e
，得到：若
R
bf
(2
，
3)
＝1，或，
R
bf
(2
，
3)
＝
‑1，则
ψ
e
＝
ψ
epre
；否则，
ψ
e
＝
atan2(
‑
R
bf
(2
，
1)
，
R
bf
(2
，
2))
；式中，
ψ
epre
为上一拍的偏航误差姿态角；对误差姿态角
ψ
e
进行取值限制：若
ψ
e
≥k
dz
ω
max
/k
pz
，则
ψ
e
＝
k
dz
ω
max
/k
pz
；否则，若
ψ
e
≤
‑
k
dz
ω
max
/k
pz
，则
ψ
e
＝
‑
k
dz
ω
max
/k
pz
；否则，
ψ
e
不做处理；式中，
k
dz
为
Z
轴微分控制系数，
ω
max
为角速度限幅值，
k
pz
为
Z
轴比例控制系数...
【专利技术属性】
技术研发人员：朱昊，余逸，丁宇池，周航琪，李泠霏，寻瑞祺，蒙杰，戴理裔，
申请(专利权)人：上海微小卫星工程中心，
类型：发明
国别省市：
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