一种适用于对地卫星在无陀螺条件下的轮控姿态恢复方法与流程

本发明涉及空间飞行器控制领域，具体涉及一种适用于对地卫星在无陀螺条件下的轮控姿态恢复方法。

背景技术：

卫星主要通过推力器与飞轮作为执行机构进行姿态控制，推力器用于姿态建立初期大量、粗精度控制，飞轮用于长期稳态控制，具有控制精度高、不消耗燃料工质等优点。当卫星在轨由于某种故障导致姿态失稳时，需要及时对姿态进行恢复，若采用推力器进行姿态恢复需要消耗额外工质，且在故障情况下有使星体产生大角速度的风险，因此使用飞轮进行姿态恢复是一种既安全又实用的方法。

在卫星发生姿态失稳情况时，会造成帆板不对日，导致整星能源下降，因此如何用尽量少的系统配置快速恢复帆板对日姿态是首要工作，现有的姿态恢复方式有利用磁控方法进行姿态稳定，该种方式虽然功耗小但耗时长；也有利用飞轮进行姿态恢复，但使用陀螺、星敏等姿态测量机构，这种方法系统配置较多，且不适用于敏感器发生故障的情况；另外，当前的控制方法对于存在大惯量差的卫星有一定局限，尤其是对日定向后进行俯仰轴对地时，由于主惯量差较大引起的重力梯度力矩与飞轮控制能力相当，造成俯仰轴长期无法对地；另外，当前的控制方法在地影区的一般处理均是不进行控制，对于地影区较长的轨道，该处理方式在地影区会产生较大的姿态漂移，在进入光照区时很可能失去姿态基准。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种适用于对地卫星在无陀螺条件下的轮控姿态恢复方法，考虑无陀螺测量的情况，以较小的配置使卫星快速恢复到对地姿态，即使地影区也能够保证姿态粗对地定向。

为了达到上述目的，本发明提供的一种适用于对地卫星在无陀螺条件下的轮控姿态恢复方法包含以下步骤：

(1)在卫星姿态失稳情况下，首先对所有接入系统飞轮进行回零操作，消除由于飞轮角动量交换带来的角速度变化；

(2)根据星体表面装的0-1式太阳敏感器进行捕获太阳，使太阳出现在帆板对应面；假设帆板在星体-y面，当太阳出现在-y方向模拟式太阳敏感器的视场后，利用模拟式太阳敏感器的输出分别对滚动轴与偏航轴进行控制，以完成对日定向；

在启动俯仰轴控制时，利用轨道信息计算太阳矢量与磁场矢量在轨道系分量，利用磁强计与太阳信号测量其在本体系分量，利用双矢量定姿算法可以计算得到卫星俯仰姿态角，对俯仰姿态角进行差分得到俯仰姿态角速度；

(3)根据俯仰角估值θ，对俯仰轴进行分段控制，角动量指令计算如下：

其中，θ1为分段阈值，kpy和kdy分别为俯仰轴比例、微分控制系数，为俯仰角速度估值，hy(kt)为俯仰轴角动量控制指令，hymax为根据飞轮能力设置的角动量指令上限，若由非对地定向模式进入对地定向模式，对累加值进行清零；

(4)若进入地影区前处于太阳捕获阶段，则对飞轮角动量指令进行回零，待进入光照区重新进行太阳捕获；若当前处于对日定向阶段，则将飞轮角动量指令保持，待进入光照区若-y向有太阳信号则继续对日定向，若无太阳信号则重新进行太阳捕获；若当前处于对地定向阶段，则将滚动与偏航向飞轮角动量指令保持，俯仰向继续进行控制，待进入阳照区若-y向有太阳信号则继续对地定向，若-y向无太阳则将俯仰方向角动量指令回零重新进行太阳捕获。

较佳地，步骤(2)中，滚动轴控制如下：

当时，进行开环控制，控制指令角动量如下计算:

hx(kt)＝-hbuhuo

当时，进行开环控制，控制指令角动量如下计算:

hx(kt)＝hbuhuo

当连续一段时间tx满足时，进入滚动闭环控制，控制指令角动量如下计算：

其中t为控制周期，hbuhuo为设定的用于进行太阳捕获的飞轮角动量目标值；hx(kt)为实际发送的飞轮角动量控制指令，为模拟式太阳敏感器测量得到的滚动角；αx为设定的滚动角闭环控制阈值；kpx、kix为滚动轴闭环控制参数。

较佳地，对进行限幅，若由对日定向子模式非闭环控制进入闭环控制，则清零，若由地影区出来直接进入对日定向子模式，则不清零。

较佳地，步骤(2)中，偏航轴控制如下：

当ψs<-αz时，进行开环控制，控制指令角动量如下计算:

hz(kt)＝-hbuhuo

当ψs>αz时，进行开环控制，控制指令角动量如下计算:

hz(kt)＝hbuhuo

当连续一段时间tz满足-αz≤ψs≤αz时，进入滚动闭环控制，控制指令角动量如下计算:

hz(kt)＝kpzψs+kiz∑ψst

其中ψs为模拟式太阳敏感器测量得到的偏航角；αz为设定的偏航角闭环控制阈值；kpz、kiz为偏航轴闭环控制参数；hz(kt)为实际发送的飞轮角动量控制指令。

较佳地，对kiz∑ψst进行限幅，若由对日定向子模式非闭环控制进入闭环控制，则kiz∑ψst清零，若由地影区出来直接进入对日定向子模式，则不清零。

上述的适用于对地卫星在无陀螺条件下的轮控姿态恢复方法还包含：当连续一段时间ty1同时满足与-αz≤ψs≤αz时，启动俯仰轴控制，当连续一段时间ty2内，或-αz≤ψs≤αz不满足时，停止俯仰轴控制，并将指令角动量清零。

较佳地，在对日定向与对地定向模式下，使用磁力矩器对飞轮进行卸载，在地影区不进行卸载。

较佳地，卫星在长期稳态下使用飞轮作为执行机构进行姿态控制。

本发明的优点和有益效果是：

1.本发明充分考虑了在轨实际情况，长期稳态下卫星使用飞轮作为执行机构进行姿态控制，飞轮转速稳定在一定范围内；当发生姿态失稳情况时，星体的角速度一般由飞轮产生，且短时间内不会产生较大角速度，因此本发明设计当进入姿态恢复模式后，首先对飞轮进行回零操作，以消除由飞轮引起的星体角速度变化。

2.本发明采用无陀螺无星敏测量信息的控制方案，考虑到了星上陀螺、星敏感器易发生故障的情况，可保证系统在故障情况下也能够进行姿态恢复；由于没有角速度信息输入，本发明充分考虑到飞轮的角动量交换特性，使用姿态角与姿态角积分信息直接得到角动量指令，充分利用了飞轮的动量交换能力。

3.本发明在对日定向稳定后进行俯仰轴对地定向，使用太阳矢量、磁场矢量进行双矢量定姿确定俯仰轴姿态与姿态角速度，采用pd控制方法进行控制；在进行俯仰轴姿态控制时，特别考虑了星体角动量控制能力受限的情况，将滚动轴与偏航轴的姿态偏差作为俯仰轴启动、停止控制的依据，将有限的控制能力首先用于滚动偏航轴控制，保证卫星对日定向。

4.本发明特别对地影区控制方案进行了设计，在捕获太阳阶段如果进入地影区，由于帆板方向还未对日，设计将飞轮角动量指令回零处理，以减小地影区功耗；在对日定向与对地定向阶段，由于滚动、偏航轴需要通过太阳敏感器的测量信息进行控制指令计算，因此设计将飞轮角动量指令保持，以减小地影区姿态漂移；在对地定向阶段，由于特有的姿态确定方案，使得俯仰轴对地控制在地影区也能够正常进行，因此设计俯仰轴进行连续控制，俯仰轴的控制一方面能够减小地影区的漂移，另一方面极大地提高了姿态恢复效率，也保证了卫星在整个轨道周期内都处于主动控制状态，卫星状态比较稳定。

5.本发明在设计俯仰轴控制率时，采用了分段控制的方案，该方案尤其针对于星体主惯量轴惯量相差较大时，在对日定向稳定下俯仰轴重力梯度力矩较大的情况，选择在姿态较小时才进行控制，防止重力梯度力矩过大与飞轮控制力矩相抵消，造成俯仰轴失去控制能力；另外，在进入控制区段时，采用pd控制+磁卸载的方法，确保即使当前俯仰方向控制能力欠缺的情况下，也能够逐步完成俯仰方向角速度阻尼，进而克服重力梯度实现粗对地定向。该方案可有效克服重力梯度力矩对控制的不利影响，且快速实现对地定向，方案简单，且不用增加额外测量信息。

附图说明

图1为本发明的轮控全姿态流程图。

具体实施方式

以下结合附图和实施例对本发明的技术方案做进一步的说明。

本发明提供一种适用于对地稳定卫星在无陀螺条件下的轮控姿态恢复方法，该方法应用于卫星姿轨控分系统中，适用于控制能力受限的对地稳定卫星在无陀螺条件下的轮控姿态恢复。

本发明的方法包含：1)本发明在卫星姿态失稳情况下，首先对飞轮进行回零操作，以减小由于飞轮转速增大带来的星体角速度增加；2)利用0-1式太阳敏感器进行粗对日，根据不同方位的0-1式太阳敏感器输出，控制飞轮产生指定的角动量，使旋转至太阳帆板所在面粗略对日；3)依靠模拟式太阳敏感器与飞轮进行精确对日定向，根据模拟式太阳敏感器测量的太阳角及角度积分信息生成飞轮角动量指令，避免了需要陀螺提供角速度信息或使用角度差分得到噪声很大的速度信息，能够在单机故障时有效进行对日定向；4)在对日定向的基础上利用双矢量定姿方法对俯仰轴姿态、姿态角速度进行估计，对太阳方向进行近似，使得在地影区与光照区均可获得俯仰角姿态信息；5)使用分段控制方法对俯仰轴进行控制，以减小重力梯度力矩与飞轮控制力矩相抵消情况的发生，最终实现卫星粗对地定向；6)特别针对于地影区无太阳信号情况进行了设计，有效地减小了地影区姿态漂移。

实施例

步骤1：卫星由于姿态失稳开始进行姿态恢复时，首先对所有接入系统飞轮发回零指令，消除由于飞轮角动量交换带来的角速度变化；

步骤2：根据星体表面装的0-1式太阳敏感器进行捕获太阳，使太阳出现在帆板对应面，假设帆板在星体-y面，对太阳方位信号进行处理：

使用以下方法进行控制，使星体-y方向旋转至太阳方向：

其中hbuhuo为设定的用于进行太阳捕获的飞轮角动量目标值；hx(kt)为实际发送的飞轮角动量控制指令。

当太阳出现在-y方向模拟式太阳敏感器的视场后，利用模拟式太阳敏感器的输出分别对滚动轴与偏航轴进行控制，以完成对日定向。

a)滚动轴控制

当时，进行开环控制，控制指令角动量如下计算:

hx(kt)＝-hbuhuo

当时，进行开环控制，控制指令角动量如下计算:

hx(kt)＝hbuhuo

当连续一段时间tx满足时，进入滚动闭环控制；tx是设定的一个时间阈值，例如连续50s；控制指令角动量如下计算:

其中t为控制周期，为模拟式太阳敏感器测量得到的滚动角；αx为设定的滚动角闭环控制阈值；kpxkix为滚动轴闭环控制参数。

对进行限幅，若由对日定向子模式非闭环控制进入闭环控制，则清零，若由地影区出来直接进入对日定向子模式，则不清零。

b)偏航轴控制

当ψs<-αz时，进行开环控制，控制指令角动量如下计算:

hz(kt)＝-hbuhuo

当ψs>αz时，进行开环控制，控制指令角动量如下计算:

hz(kt)＝hbuhuo

当连续一段时间tz满足-αz≤ψs≤αz时，进入滚动闭环控制,控制指令角动量如下计算：

hz(kt)＝kpzψs+kiz∑ψst

其中ψs为模拟式太阳敏感器测量得到的偏航角；αz为设定的偏航角闭环控制阈值；kpzkiz为偏航轴闭环控制参数。

对kiz∑ψst进行限幅，若由对日定向子模式非闭环控制进入闭环控制，则kiz∑ψst清零，若由地影区出来直接进入对日定向子模式，则不清零。

步骤3：当连续一段时间ty1同时满足与-αz≤ψs≤αz时，启动俯仰轴控制，当连续一段时间ty2内，或-αz≤ψs≤αz不满足时，停止俯仰轴控制，并将指令角动量清零。ty1和ty2均是设定的一个时间段阈值，例如连续50s。

在启动俯仰轴控制时，利用轨道信息计算太阳矢量与磁场矢量在轨道系分量，利用磁强计与太阳信号测量其在本体系分量，利用现有的双矢量定姿算法可以计算得到卫星俯仰姿态角，对俯仰姿态角进行差分得到俯仰姿态角速度。

步骤4：根据俯仰角估值θ，对俯仰轴进行分段控制，角动量指令计算如下：

分段是指当俯仰角估值在不同区间时，指令角动量计算方法不同；

其中，θ1为分段阈值，kpy和kdy分别为俯仰轴比例、微分控制系数，hy(kt)为俯仰轴角动量控制指令，为俯仰角速度估值；hymax为根据飞轮能力设置的角动量指令上限，若由非对地定向模式进入对地定向模式，对累加值进行清零。

步骤5：卫星进入地影区后太阳敏感器无输出，若进入地影区前处于太阳捕获阶段，则对飞轮角动量指令进行回零，待进入光照区重新进行太阳捕获；若当前处于对日定向阶段，则将飞轮角动量指令保持，待进入光照区若-y向有太阳信号则继续对日定向，若无太阳信号则重新进行太阳捕获；若当前处于对地定向阶段，则将滚动与偏航向飞轮角动量指令保持，俯仰向继续进行控制，待进入阳照区若-y向有太阳信号则继续对地定向，若-y向无太阳则将俯仰方向角动量指令回零重新进行太阳捕获。

步骤6：在对日定向与对地定向模式下，使用磁力矩器对飞轮进行卸载，在地影区不进行卸载。

上述步骤1中在进入姿态恢复流程时首先对飞轮进行回零操作，消除由于飞轮转速增大带来的星体角速度增大情况；步骤2使用太阳敏感器+飞轮方式进行对日定向，控制方案考虑无陀螺无星敏感器情况，且直接使用姿态角与姿态角积分信息生成角动量指令，避免了力矩模式需要姿态差分会引入较大误差的情况；步骤3中，根据滚动、偏航轴姿态偏差确定是否启用俯仰轴控制，在卫星控制能力受限的情况下优先保障滚动偏航轴有能力进行控制，确保帆板对日保证卫星能源供应；步骤4中，俯仰轴采用分段控制的方法，并在无陀螺的条件下获得姿态角、角速度估值，采用pd控制方法，有效的削弱了重力梯度力矩对造成的角动量累积效应；步骤5中，对地影区姿态恢复方案进行了详细说明，保证了在进入对日、对地阶段，地影区姿态漂移较小，同时对地定向不受地影区影响，可以正常进行，提高了姿态恢复效率，从而避免了进入阳照区后重新进行捕获太阳、对日定向等流程。本发明的方法还特别针对于地影区无太阳信号情况进行了设计，有效地减小了地影区姿态漂移。

综上所述，本发明提供的一种适用于对地卫星在无陀螺条件下的轮控姿态恢复方法，仅利用太阳敏感器与磁强计作为测量机构，依次进行捕获太阳、对日定向，最终实现粗对地定向，以较小的配置使卫星快速恢复到对地姿态，即使地影区也能够保证姿态粗对地定向，计算简单，易于实现。

尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。