本發明涉及航天器姿態控制的技術領域。具體而言，本發明涉及一種基于地磁場檢測參數的改進的純磁控載流子對日定向方式。
背景技術：
衛星的姿態控制是指對衛星繞剛體施加扭矩，以保持或按須要改變其在空間定向的技術。衛星的姿態控制系統在衛星的實際運行和控制過程中飾演了非常重要的角色，才能確保衛星飛行過程中姿態的確定和調整，因而順利完成既定的飛行任務。
不同類型的衛星對姿態控制有不同的要求，衛星的姿態控制包括被動姿態控制和主動姿態控制。姿態敏感器用于檢測衛星本體座標系統相對于某一基準座標系的相對位置和角速率，以確定衛星的姿態。衛星系統還包括控制器，控制器按照衛星的姿態和給定的要求指示執行機構工作。執行機構則按照控制器指令形成相應的控制轉矩進而改變衛星的姿態。
衛星的對日定向對于能源獲取至關重要，對于低軌道衛星而言，采用工作性能相對可靠的太陽敏感器、磁強計和磁扭力器實現衛星的對日定向關系到衛星的生命安全。考慮到磁控作用總是垂直于當地磁力線方向，純磁控衛星的姿態穩定實際上是欠驅動的控制系統。當前比較有效的方式是采用載流子穩定的方式可以實現星系(太陽劃艇)指向的穩態地日。并且，該方案存在一個重大缺陷，在個別情況下將難以產生磁控對日，甚至會實現反向對日，即太陽劃艇的反面朝向太陽。
技術實現要素：
針對現有技術中存在的技術問題，本發明僅采用太陽敏感器、磁強計和磁扭力器實現星系太陽劃艇對日定向的姿態控制。
按照本發明的一個方面，提供一種純磁控載流子對日定向方式磁力矩器，包括：
按照地磁矢量和太陽矢量確定星系角速率；
按照估算得到的恒星角速率，判定是否須要進行恒星速度減振；
若果不須要進行恒星速度減振，則按照太陽矢量sb與恒星指定面法向矢量vs，確定太陽角ε，并確定期望控制轉矩中第一項：
按照地磁矢量檢測結果，確定期望控制轉矩第二項：
t2＝k2·(bb-×bb)；
期望控制轉矩第三項按下式確定：
t3＝k3·(ωbi-ω)；
期望控制轉矩為：
其中vs為指定的星系面法向矢量，sb為測得的太陽矢量，ε為太陽角，ωbi為慣性系下的角速率矢量，由定姿單機所確定的姿態信息差分而得，ω為期望的角速率矢量，k1、k2和k3分別為對應于三個轉矩項的系數，bb表示當前拍的地磁場硬度，bb-表示前一拍的地磁場硬度。
按照期望控制轉矩反算磁扭力器對應的期望輸出磁矩：
其中，m為期望輸出磁矩。
在本發明的一個施行例中，假如須要進行恒星速度減振，則確定地磁矢量變化率為：
其中，
表示當前拍的地磁場矢量變化率，bb表示當前拍的地磁場硬度，bb-表示前一拍的地磁場硬度，δt表示姿態控制周期；
確定磁扭力器期望的輸出磁矩：
其中mx，my，mz分別為磁矩矢量m的三個份量，分別對應三個磁扭力器的期望輸出；mmax為磁扭力器的最大輸出磁矩，系數0.5表示磁扭力器工作的信噪比。
在本發明的一個施行例中，當前拍的地磁場硬度和前一拍的地磁場硬度通過磁強計進行檢測來獲取。
在本發明的一個施行例中，判定是否須要進行恒星速度減振包括判定恒星角速率的范數是否小于閥值。
在本發明的一個施行例中，假如恒星角速率的范數是小于閥值，則須要進行恒星速度減振，否則不須要進行恒星速度減振。
在本發明的一個施行例中，按照地磁矢量和太陽矢量確定恒星角速率包括：
按照雙矢量定姿方案確定星系姿態矩陣；
按照姿態矩陣確定星系三軸姿態四元數q＝[q1,q2,q3,q4]t；以及
按照前后兩拍姿態信息確定星系角速率。
在本發明的一個施行例中，所述恒星角速率為：
其中，qk+1，qk為相鄰兩次輸出的四元數。
在本發明的一個施行例中，基于磁測磁控的衛星載流子定向方式還包括：
依據所確定的磁扭力器的輸出磁矩，驅動磁扭力器工作。
在僅用太陽敏感器和磁強計進行檢測且僅用磁扭力器進行控制的情況下，應用本發明可對載流子對日定向方案進行構建，保證控制系統可在有限時間內實現對日定向。該發明無須配置其它敏感單元或執行機構，可實現全天域、全狀態下的磁控載流子對日定向。
附圖說明
為了進一步闡述本發明的各施行例的以上和其它優點和特點，將參考附圖來呈現本發明的各施行例的更具體的描述。可以理解，這種附圖只描畫本發明的典型施行例，因而將不被覺得是對其范圍的限制。在附圖中，為了清楚明了，相同或相應的部件將用相同或類似的標記表示。
圖1示出修正的磁控對日載流子定向控制流程圖。
圖2示出既有方案中航天器磁控對日過程中星體角速率變化曲線。
圖3示出既有方案中航天器磁控對日過程中星體角速度變化曲線。
圖4示出既有方案中航天器磁控對日過程中太陽角變化曲線。
圖5示出改進方案中航天器磁控對日過程中星體角速率變化曲線。
圖6示出改進方案中航天器磁控對日過程中星體角速度變化曲線。
圖7示出改進方案中航天器磁控對日過程中太陽角變化曲線。
具體施行方法
在以下的描述中，參考各施行例對本發明進行描述。但是，本領域的技術人員將認識到可在沒有一個或多個特定細節的情況下或則與其它替換和/或附加方式、材料或組件一起施行各施行例。在其它情形中，未示出或未詳盡描述公知的結構、材料或操作以免使本發明的各施行例的諸方面冗長。類似地，為了解釋的目的，探討了特定數目、材料和配置，便于提供對本發明的施行例的全面理解。但是，本發明可在沒有特定細節的情況下施行。據悉，應理解附圖中示出的各施行例是說明性表示且不一定按比列勾畫。
在本說明書中，對“一個施行例”或“該施行例”的引用意味著結合該施行例描述的特定特點、結構或特點被包括在本發明的起碼一個施行例中。在本說明書各處中出現的句子“在一個施行例中”并不一定全部指代同一施行例。
本發明所要解決的技術問題是對既有的、僅用太陽敏感器和磁強計進行檢測和僅用磁扭力器進行恒星對日定向控制的方案進行適應性修正，實現全天域、全狀態的磁控載流子對日穩定。本發明提出一種有效的控制修正方式，不同于既有技巧中采用太陽矢量的叉乘積作為減振項，該方式采用地磁矢量的叉乘積作為期望控制轉矩中的減振項，可有效實現太陽角的比列微分pd控制，且在任何情況下均無須進行修正。
既有磁控載流子對日定向方式描述如下：
在恒星角速率較小的情況下，磁控對日指向所對應的期望控制轉矩采用下式給定：
上式[1]中，vs為指定的恒星面法向矢量，sb與sbdot為測得的太陽矢量及其變化率，公式中sb上加一點，即為此處sbdot，以下類似；ε為太陽角，ωbi為慣性系下的角速率矢量，可由定姿單機所確定的姿態信息差分而得，ω為期望的角速率矢量，k1、k2和k3分別為對應于三個轉矩項的系數。第三項系數k3在太陽角較大時(如磁力矩器，小于45°時)置0。
本發明提出一種針對性的改進方案：期望控制轉矩第一項和第三項不做任何改動；期望控制轉矩第二項采用前后兩拍測定的地磁矢量的叉乘積進行確定。
修正的控制轉矩給定為：
下邊結合附圖和實例對本發明作進一步詳盡說明。
如圖1所示，為改進后的磁控載流子對日定向控制控制流程圖，由圖可知，全天域、全狀態下的磁控載流子對日定向控制可通過如下步驟實現：
步驟1、根據地磁矢量和太陽矢量確定恒星角速率：
首先按照雙矢量定姿方案確定恒星姿態矩陣，然后按照姿態矩陣cob可以確定恒星三軸姿態四元數q＝[q1,q2,q3,q4]t。最后依照前后兩拍姿態信息確定恒星角速率：
其中，qk+1，qk為相鄰兩次輸出的四元數，矩陣g(q)可寫為：
步驟2、根據估算得到的恒星角速率，判定是否須要減振。若滿足：
||ωbi||＞ω[5]
則應首先進行恒星速度減振。首先按照磁強計當前拍輸出bb，確定當前拍地磁場變化率矢量：
其次按照bdot減振算法確定磁扭力器期望的輸出磁矩：
并執行步驟7；否則，執行步驟3。
式[7]中，mx，my，mz分別為磁矩矢量m的三個份量，分別對應三個磁扭力器的期望輸出；mmax為磁扭力器的最大輸出磁矩，系數0.5表示磁扭力器工作的信噪比。
步驟3、根據太陽矢量sb與星系指定面法向矢量vs，確定太陽角ε，并確定期望控制轉矩中第一項：
步驟4、根據地磁矢量檢測結果，確定期望控制轉矩第二項：
t2＝k2·(bb-×bb)[9]
步驟5、期望控制轉矩第三項按下式確定：
t3＝k3·(ωbi-ω)[10]
其中，ω為指定的恒星載流子角速率矢量。
步驟6、根據期望控制轉矩反算磁扭力器對應的期望輸出磁矩
其中，m為期望輸出磁矩，bb為星體系下地磁矢量。
步驟7、根據期望輸出磁矩，驅動磁扭力器工作，進行姿態控制。在必要的情況下，可依照磁扭力器能力對期望輸出磁矩進行限幅處理。
以下通過數值仿真進行驗證：
(1)設航天器初始角速率為：
偏航角速率：1/s
俯仰角速率：4°/s
滾轉角速率：1/s
(2)期望載流子角速率為：[0-20]°/s
(3)航天器初始姿態為：
偏航角：0
俯仰角：0
滾轉角：0
(4)航天器力矩參數為：
轉動力矩ixx：0.5kg·m2
轉動力矩ixx：0.5kg·m2
轉動力矩ixx：0.5kg·m2
力矩積ixy：0.01kg·m2
力矩積ixz：0.01kg·m2
力矩積iyz：-0.01kg·m2
(5)航天器軌道參數為：
高度為500km的晨昏軌道
(6)航天器太陽劃艇朝向：
太陽劃艇平面與恒星—y面平行。
(7)航天器磁控參數為：
x向磁扭力器最大輸出磁矩：3a·m2
y向磁扭力器最大輸出磁矩：3a·m2
z向磁扭力器最大輸出磁矩：3a·m2
x向磁扭力器最小輸出磁矩：0.015a·m2
y向磁扭力器最小輸出磁矩：0.015a·m2
z向磁扭力器最小輸出磁矩：0.015a·m2
減振控制周期：1s
減振控制轉矩：0.5
圖2至圖4為既有方案的仿真結果。仿真結果表明：在一定初始條件下，即使算法可以保證星系載流子，但因為算法自身的缺陷，衛星可能是反向對日載流子。既有方案期望控制轉矩中的減振項可以分為沿太陽角方向份量和垂直于太陽角方向份量兩部份，后者用于太陽角控制中的減振，前者用于星系角速度的減振。在太陽角接近90°時，既有方案期望控制轉矩中的減振項將降小至0附近，其用于太陽角減振的部份幾乎為0，太陽角控制出現振蕩；在太陽角小于90°時，減振項中用于太陽角減振的部份發生符號改變，此時因為減振項的反向作用，太陽角將越控越大，最終逗留在反向對日方向上；隨后太陽角控制比列項與減振項份量互相制約，太陽角將永遠沒法降為小量。采用改進的磁控載流子對日定向方案可有效規避既有方案中控制發散的可能，太陽角可平穩控制在較小量級附近，可保證星上能源的充足供應。
圖5至圖7為改進方案對應的仿真結果。仿真結果表明：采用地磁場矢量的叉乘積作為期望控制轉矩的減振項，可有效規避既有方案中控制發散的可能，同時，地磁場矢量的叉乘積減振項僅起減振作用，不會對太陽角大小的控制帶來負面影響，太陽角可平穩控制在較小量級附近，可保證星上能源的充足供應。
可見，采用本發明所述方式成功解決了既有方案中特殊情況下太陽角控制發散的問題，可實現全天域、全狀態情況下的太陽角控制。
雖然上文描述了本發明的各施行例，而且，應當理解，它們只是作為示例來呈現的，而不作為限制。對于相關領域的技術人員顯而易見的是，可以對其作出各類組合、變型和改變而不背離本發明的精神和范圍。為此，此處所公開的本發明的長度和范圍不應被上述所公開的示例性施行例所限制，而應該僅依據所附權力要求書及其等同替換來定義。
導航：X技術>最新專利>民航航天裝置制造技術>一種基于地磁場檢測參數的改進的純磁控載流子對日定向方式與流程
技術特點：
技術總結
本發明公開了一種純磁控載流子對日定向方式，包括：按照地磁矢量和太陽矢量確定星系角速率；按照估算得到的恒星角速率，判定是否須要進行恒星速度減振；若果不須要進行恒星速度減振，則確定期望控制轉矩；按照期望控制轉矩反算磁扭力器對應的期望輸出磁矩。本發明無須配置其它敏感單元或執行機構，可實現全天域、全狀態下的磁控載流子對日定向。
技術研制人員：夏喜旺;張科科;郭崇濱;陳宏宇;周世龍;徐文明
受保護的技術使用者：北京微小衛星工程中心
技術研制日：2019.01.30
技術公布日：2019.04.26
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