基于磁力矩器和飞轮的卫星姿态全方位控制方法技术

基于磁力矩器和飞轮的卫星姿态全方位控制方法，涉及一种利用磁力矩器和飞轮完成卫星入轨阶段全方位姿态控制方法。解决了现有的卫星姿态全方位控制技术可靠性低、寿命短的问题，具体过程如下：一、根据控制系统要求，设定控制器参数；二、测量地磁场强度向量Ｂｂ、卫星角速度向量Ｗｂ和太阳方位角，并将测量数据发送至卫星控制器；三、计算期望控制力矩向量Ｔｍ和控制磁矩向量Ｍｍ，并将控制磁矩向量Ｍｍ发送至磁力矩器；四、获得有效太阳方位角向量Ａｌｆａ；五、计算控制输入力矩向量Ｔｗ，并发送至飞轮；六、磁力矩器根据控制磁矩向量Ｍｍ，飞轮根据控制输入力矩向量Ｔｗ共同完成卫星姿态全方位控制。本发明专利技术适用于卫星姿态控制领域。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及航天器姿态控制
，具体涉及一种利用磁力矩器和飞轮完成卫 星入轨阶段全方位姿态控制方法。
技术介绍
目前小卫星在许多领域具有广泛的应用前景，备受世界各国青睐，卫星初始姿态 捕获和全方位姿态控制一般是采用喷气控制，它的主要任务是在卫星各工作阶段对其进行 姿态控制，确保姿态指向的精度，目前的姿态控制系统配置复杂、重量大、成本高，在小卫星 上应用受到一定的限制。利用磁力矩器和飞轮进行初始姿态捕获和全方位姿态捕获是长寿 命、高可靠性小卫星的核心技术，一直是国内外研究的重点和难点。
技术实现思路
本专利技术为了解决现有的卫星姿态全方位控制技术可靠性低、寿命短的问题，提出 一种。，具体过程如下根据控制系统要求，设定控制器参数；所述控制器参数包括卫星控制器微分系数 向量Kd= [Kdx Kdy Kdz]T、卫星控制器比例系数向量Kp = [Kpx Kpy Κρζ]τ、向量死区不控 角度值Theta和姿态捕获时卫星角速度的限制系数LimiteO ；在每个控制周期的Τ-t时刻关闭发送至磁力矩器的控制指令直到本周期结束，然 后利用磁强计测量当地磁场强度在卫星本体坐标系中的向量Bb= [Bbx Bby Bbz]T，利用陀 螺测量卫星在卫星本体坐标系中的角速度向量Wb= [ffbx Wby Wbz]T，利用太阳敏感器测量 太阳方位角，太阳方位角包括太阳光线在卫星本体YOZ平面投影与-Z轴夹角Alfax和太阳 光线在卫星本体XOZ平面投影与-Z轴夹角Alfay，并将各个测量数据发送至卫星控制器； 在下一个控制周期开始时，重新开启磁力矩器的控制指令，所述T为控制周期；在每个周期中，根据上述设定的参数和采集的数据实现卫星姿态全方位控制方法 的过程为步骤一、卫星控制器利用步骤二获得的卫星角速度向量Wb和地磁场强度向量Bb 计算磁力矩器期望输出的控制力矩向量Tm= [Tmx Tmy Tmz]τ和磁力矩器的控制磁矩向量 Mm= [Mmx Mmy Mmz]T，并将控制磁矩向量Mm发送至磁力矩器；步骤二、卫星在磁力矩器阻尼控制的作用下，卫星的角速度减小，当卫星角速度向 量Wb的模小于w时，卫星控制器引入飞轮和太阳敏感器信号实现星体的对日捕获控制，获 得有效太阳方位角向量Alfa = [Alfax Alfay Alfaz]；步骤三、卫星控制器根据步骤四获得的有效太阳方位角向量Alfa计算飞轮控制 输入力矩向量Tw= [Twx Twy Twz]T，并将控制输入力矩向量Tw发送至飞轮；步骤四、磁力矩器根据所述的控制磁矩向量Mm、飞轮根据所述的控制输入力矩向 量Tw共同完成卫星姿态全方位控制。本专利技术的方法意义和重要性体现在(1)仅采用磁力矩器和反作用飞轮作为执行 机构，而没有采用喷气系统，简化了卫星系统的配置，减轻了整星重量，降低了功耗；(2)与 单纯使用主动磁控技术相比，飞轮5参与姿态捕获控制可以显著缩短捕获时间，提高卫星 的安全性和可靠性；(3)完全利用地磁场资源进行全方位姿态捕获，可以提高卫星在轨运 行的安全性，而不必担心燃料耗尽的危险；(4)对于具有喷气系统的小卫星，该项技术可以 作为一种重要的备份手段，从而提高卫星的可靠性和在轨运行寿命。本专利技术适用于卫星姿 态全方位捕获和控制领域。附图说明图1为本专利技术的原理示意图。图2为本专利技术的流程图。图3为向量死区示意图， 其中18°锥形表示期望力矩在此锥内不控，纵轴表示磁场方向。图4为输出占空示意图，其 中横轴χ为时间，纵轴y为输出占空比，阴影部分表示磁力矩器4控制指令开启，磁力矩器 控制，空白部分表示磁力矩器4控制指令切断，陀螺1、磁强计2和太阳敏感器3测量时间。具体实施例方式具体实施方式一、结合图1、2图3和图4说明本实施方式，基于磁力矩器和飞轮的 卫星姿态全方位控制方法，具体过程如下根据控制系统要求，设定控制器参数；所述控制器参数包括卫星控制器微分系数 向量Kd= [Kdx Kdy Kdz]T、卫星控制器比例系数向量Kp = [Kpx Kpy Κρζ]τ、向量死区不控 角度值Theta和姿态捕获时卫星角速度的限制系数LimiteO ；在每个控制周期的Τ-t时刻关闭发送至磁力矩器4的控制指令直到本周期结束， 然后利用磁强计2测量当地磁场强度在卫星本体坐标系中的向量Bb = [Bbx Bby Bbz]τ, 利用陀螺1测量卫星在卫星本体坐标系中的角速度向量Wb = [Wbx Wby Wbz]T，利用太阳 敏感器3测量太阳方位角，太阳方位角包括太阳光线在卫星本体YOZ平面投影与-Z轴夹角 Alfax和太阳光线在卫星本体XOZ平面投影与-Z轴夹角Alfay，并将各个测量数据发送至 卫星控制器6 ；在下一个控制周期开始时，重新开启磁力矩器4的控制指令，所述T为控制 周期；在每个周期中，根据上述设定的参数和采集的数据实现卫星姿态全方位控制方法 的过程为步骤一、卫星控制器6利用步骤二获得的卫星角速度向量Wb和地磁场强度向量Bb 计算磁力矩器4期望输出的控制力矩向量Tm= [Tmx Tmy Tmz]τ和磁力矩器4的控制磁矩 向量Mm= [Mmx Mmy Mmz]T，并将控制磁矩向量Mm发送至磁力矩器4 ；步骤二、卫星在磁力矩器4阻尼控制的作用下，卫星的角速度减小，当卫星角速度 向量Wb的模小于w时，卫星控制器6引入飞轮5和太阳敏感器3信号实现星体的对日捕获 控制，获得有效太阳方位角向量Alfa= [Alfax Alfay Alfaz]；步骤三、卫星控制器6根据步骤四获得的有效太阳方位角向量Alfa计算飞轮5控 制输入力矩向量Tw= [Twx Twy Twz]T，并将控制输入力矩向量Tw发送至飞轮5;步骤四、磁力矩器4根据所述的控制磁矩向量Mm、飞轮5根据所述的控制输入力矩 向量Tw共同完成卫星姿态全方位控制。具体实施方式二、本实施方式是对具体实施方式一的进一步说明，根据控制系统 要求，设定控制器参数的具体过程为根据控制理论设定卫星控制器微分系数向量Kd和卫星控制器比例系数向量Kp Kp = Wc2*Ib，Kd = 2keci*Wc*Ib其中，Wc为系统频率，keci为系统阻尼比，Ib = [Ibx Iby Ibz]T为卫星转动惯量 向量；设定姿态捕获时卫星角速度的限制系数LimiteO为Limit60 = 2keci*WLimit/ffc其中，Wlimit为姿态机动角速度的上限值；假设在磁力矩器4阻尼条件下，根据期望力矩与实际力矩的费效比设定向量死区 不控角度值Theta。具体实施方式三、结合图3说明本实施方式，本实施方式是对具体实施方式二的 进一步说明，向量死区不控角度值Theta为18°。具体实施方式四、本实施方式是对具体实施方式一的进一步说明，步骤一的具体 过程为步骤一一、卫星控制器6利用地磁场强度向量Bb和卫星角速度向量Wb，计算期望 控制力矩向量Tm:Tm = - [Kdx*ffbx, Kdy*ffby, Kdz*Wbz]τ ；当期望控制力矩向量Tm与磁场强度Bb的夹角小于向量死区不控角度值Theta 时，令期望控制力矩向量Tm = 0，即Tm · Bb/ | Tm | / | Bb | > cos (Theta)时，Tm = 0 ；其中， 表示点乘。|X|表示向量X的模；步本文档来自技高网...

【技术保护点】
基于磁力矩器和飞轮的卫星姿态全方位控制方法，其特征在于具体过程如下：根据控制系统要求，设定控制器参数；所述控制器参数包括卫星控制器微分系数向量Ｋｄ＝［Ｋｄｘ　Ｋｄｙ　Ｋｄｚ］Ｔ、卫星控制器比例系数向量Ｋｐ＝［Ｋｐｘ　Ｋｐｙ　Ｋｐｚ］Ｔ、向量死区不控角度值Ｔｈｅｔａ和姿态捕获时卫星角速度的限制系数Ｌｉｍｉｔ６０；在每个控制周期的Ｔ－ｔ时刻关闭发送至磁力矩器（４）的控制指令直到本周期结束，然后利用磁强计（２）测量当地磁场强度在卫星本体坐标系中的向量Ｂｂ＝［Ｂｂｘ　Ｂｂｙ　Ｂｂｚ］Ｔ，利用陀螺（１）测量卫星在卫星本体坐标系中的角速度向量Ｗｂ＝［Ｗｂｘ　Ｗｂｙ　Ｗｂｚ］Ｔ，利用太阳敏感器（３）测量太阳方位角，太阳方位角包括太阳光线在卫星本体ＹＯＺ平面投影与－Ｚ轴夹角Ａｌｆａｘ和太阳光线在卫星本体ＸＯＺ平面投影与－Ｚ轴夹角Ａｌｆａｙ，并将各个测量数据发送至卫星控制器（６）；在下一个控制周期开始时，重新开启磁力矩器（４）的控制指令，所述Ｔ为控制周期；在每个周期中，根据上述设定的参数和采集的数据实现卫星姿态全方位控制方法的过程为：步骤一、卫星控制器（６）利用步骤二获得的卫星角速度向量Ｗｂ和地磁场强度向量Ｂｂ计算磁力矩器（４）期望输出的控制力矩向量Ｔｍ＝［Ｔｍｘ　Ｔｍｙ　Ｔｍｚ］Ｔ和磁力矩器（４）的控制磁矩向量Ｍｍ＝［Ｍｍｘ　Ｍｍｙ　Ｍｍｚ］Ｔ，并将控制磁矩向量Ｍｍ发送至磁力矩器（４）；步骤二、卫星在磁力矩器（４）阻尼控制的作用下，卫星的角速度减小，当卫星角速度向量Ｗｂ的模小于ｗ时，卫星控制器（６）引入飞轮（５）和太阳敏感器（３）信号实现星体的对日捕获控制，获得有效太阳方位角向量Ａｌｆａ＝［Ａｌｆａｘ　Ａｌｆａｙ　Ａｌｆａｚ］；步骤三、卫星控制器（６）根据步骤四获得的有效太阳方位角向量Ａｌｆａ计算飞轮（５）控制输入力矩向量Ｔｗ＝［Ｔｗｘ　Ｔｗｙ　Ｔｗｚ］Ｔ，并将控制输入力矩向量Ｔｗ发送至飞轮（５）；步骤四、磁力矩器（４）根据所述的控制磁矩向量Ｍｍ、飞轮（５）根据所述的控制输入力矩向量Ｔｗ共同完成卫星姿态全方位控制。...

【技术特征摘要】
基于磁力矩器和飞轮的卫星姿态全方位控制方法，其特征在于具体过程如下根据控制系统要求，设定控制器参数；所述控制器参数包括卫星控制器微分系数向量Kd＝[Kdx Kdy Kdz]T、卫星控制器比例系数向量Kp＝[Kpx Kpy Kpz]T、向量死区不控角度值Theta和姿态捕获时卫星角速度的限制系数Limit60；在每个控制周期的T t时刻关闭发送至磁力矩器(4)的控制指令直到本周期结束，然后利用磁强计(2)测量当地磁场强度在卫星本体坐标系中的向量Bb＝[Bbx Bby Bbz]T，利用陀螺(1)测量卫星在卫星本体坐标系中的角速度向量Wb＝[Wbx Wby Wbz]T，利用太阳敏感器(3)测量太阳方位角，太阳方位角包括太阳光线在卫星本体YOZ平面投影与 Z轴夹角Alfax和太阳光线在卫星本体XOZ平面投影与 Z轴夹角Alfay，并将各个测量数据发送至卫星控制器(6)；在下一个控制周期开始时，重新开启磁力矩器(4)的控制指令，所述T为控制周期；在每个周期中，根据上述设定的参数和采集的数据实现卫星姿态全方位控制方法的过程为步骤一、卫星控制器(6)利用步骤二获得的卫星角速度向量Wb和地磁场强度向量Bb计算磁力矩器(4)期望输出的控制力矩向量Tm＝[Tmx Tmy Tmz]T和磁力矩器(4)的控制磁矩向量Mm＝[Mmx Mmy Mmz]T，并将控制磁矩向量Mm发送至磁力矩器(4)；步骤二、卫星在磁力矩器(4)阻尼控制的作用下，卫星的角速度减小，当卫星角速度向量Wb的模小于w时，卫星控制器(6)引入飞轮(5)和太阳敏感器(3)信号实现星体的对日捕获控制，获得有效太阳方位角向量Alfa＝[Alfax Alfay Alfaz]；步骤三、卫星控制器(6)根据步骤四获得的有效太阳方位角向量Alfa计算飞轮(5)控制输入力矩向量Tw＝[Twx Twy Twz]T，并将控制输入力矩向量Tw发送至飞轮(5)；步骤四、磁力矩器(4)根据所述的控制磁矩向量Mm、飞轮(5)根据所述的控制输入力矩向量Tw共同完成卫星姿态全方位控制。2.根据权利要求1所述的基于磁力矩器和飞轮的卫星姿态全方位控制方法，其特征在 于根据控制系统要求设定控制器参数的具体过程为根据控制理论设定卫星控制器微分系数向量Kd和卫星控制器比例系数向量Kp Kp = Wc2*Ib， Kd = 2keci*Wc*Ib其中，Wc为系统频率，keci为系统阻尼比，Ib = [Ibx Iby Ibz]T为卫星转动惯量向量；设定姿态捕获时卫星角速度的限制系数LimiteO为Limit60 = 2keci*WLimit/ffc其中，Wlimit为姿态机动角速度的上限值；假设在磁力矩器(4)阻尼条件下，根据期望力矩与实际力矩的费效比设定向量死区不 控角度值Theta。3.根据权利要求2所述的基于磁力矩器和飞轮的卫星姿态全方位控制方法，其特征在 于向量死区不控角度值Theta为18°。4.根据权利要求1所述的基于磁力矩器和飞轮的卫星姿态全方位控制方法，其特征在 于步骤一的具体过程为步骤一一、卫星控制器(6)利用地磁场强度向量Bb和卫星角速度向量Wb，计算期望控制力矩向量Tm:Tm = _[Kdx*Wbx，Kdy^ffby, Kdz*Wbz]T ；当期望控制力矩向量Tm与磁场强度Bb的夹角小于向量死区不控角度值Theta时，令 期望控制力矩向量Tm = 0，即Tm · Bb/ I Tm | / | Bb | > cos (Theta)时，Tm = 0 ； 其中， 表示点乘。|X|表示向量X的模；步骤一二、卫星控制器(6)计算磁力矩器(4)的控制磁矩向量Mm = [Mmx M...

【专利技术属性】
技术研发人员：耿云海，陈雪芹，曹喜滨，孙兆伟，李东柏，李化义，
申请(专利权)人：哈尔滨工业大学，
类型：发明
国别省市：93[中国|哈尔滨]