航天器的高精度磁控对日指向控制系统及方法与流程

1.本发明涉及航天器姿态控制的技术领域。


背景技术：

2.低轨卫星基于磁测磁控的方法实现太阳帆板对日指向对于卫星的能源获取至关重要。采用太阳敏感器、磁强计和磁力矩器的最简配置实现卫星的对日定向关系到卫星的生命安全。磁控作用总是垂直于地磁力线方向，磁控对日指向控制为欠驱动控制。现有已公布的磁控对日指向方案多是基于自旋的方案，对应的控制精度均较低，自旋速度在1～2
°
/s的方案，其对日指向精度可达20
°
以内，角速度变化幅度约达0.5
°
/s；而自旋角速度小于0.5
°
/s的方案，其太阳角约为30～40
°
，仅能保证部分的电能获取，在能源紧张时仍需关闭部分星上单机甚至载荷；新近有专家提出一种太阳角基本可达1
°
的对日指向控制方案，其姿态控制策略较为复杂，要求卫星配置有三轴陀螺，将陀螺测量结果向磁矢量方向及其法平面上分解，并基于角速度的这些分量构建对日指向磁控制律。
3.目前没有发现配置简洁、逻辑简单、方便实用的航天器高精度磁控对日指向方案的说明或报道，也尚未收集到国内外类似的资料。


技术实现要素：

4.为了克服上述技术缺陷，本发明的第一个方面提供一种航天器的高精度磁控对日指向控制系统，其包括：
5.太阳敏感器，所述太阳敏感器用于测量单位太阳矢量；
6.磁强计，所述磁强计用于测量当前地磁场矢量；
7.姿态控制模块，所述姿态控制模块用于根据单位太阳矢量和当前地磁场矢量并通过控制方法计算出磁力矩器的期望输出磁矩，并向磁力矩器发送期望输出磁矩指令；
8.磁力矩器，所述磁力矩器执行所述期望输出磁矩指令，从而实现高精度对日指向控制；
9.所述控制方法包括步骤1～步骤7：
10.步骤1、确定太阳角：
11.根据太阳敏感器输出可确定出单位太阳矢量sb，如公式(1)所示，根据太阳帆板法向单位矢量vs和sb可以确定出相应的太阳角ε：
12.ε＝arccos(vs·
sb) (1)
13.上式中，ε为太阳角，其单位为弧度，sb为当前测得的太阳矢量，矢量vs和sb均在卫星体坐标系下描述；
14.步骤2、确定用于太阳角抑制的期望控制力矩m
c_exp
，如公式(2)所示：
[0015][0016]
上式中，s
b-为上一拍的太阳矢量；k
10
和k
20
分别为太阳角控制项及阻尼项对应的控
制系数；sgn(
·
)为取符号函数；
[0017]
步骤3、确定对应于m
c_exp
的磁矩单位矢量m
b0
，如公式(3)所示：
[0018][0019]
上式中，bb为当前测得的地磁场矢量；
[0020]
步骤4、判断太阳角的大小：
[0021]
若太阳角ε满足π≥ε≥π/3(即60
°
)时，太阳角需要快速减小，此时须执行步骤5；
[0022]
而若0≤ε＜π/3(即60
°
)时，太阳角须进行精确控制，此时须执行步骤6；
[0023]
步骤5、确定太阳角快速控制对应的磁力矩器期望输出磁矩m1，如公式(4)所示：
[0024][0025]
上式中，p
max
为磁力矩器所能输出的最大磁矩，bb和b
b-分别为当前拍和上一拍的地磁场矢量，k1和k2分别为太阳角控制项及阻尼项对应的控制系数；
[0026]
步骤6、确定太阳角精确控制对应的磁力矩器期望输出磁矩m2，如公式(5)所示：
[0027][0028]
上式中，k3和k4分别为太阳角控制项及阻尼项对应的控制系数，为当前拍地磁场变化率矢量，的计算公式为δt为磁强计采样周期；
[0029]
步骤7、根据期望输出磁矩m1或m2，向磁力矩器发送期望输出磁矩指令。
[0030]
进一步地，所述太阳敏感器为若干太阳敏感器，所述至少一个精度较高的太阳敏感器部署于太阳帆板面或与太阳帆板面平行的星体面，其它太阳敏感器(或高精度太敏或普通太敏或低精度太敏)遍设于星体其它面，从而保证太阳矢量的全天域覆盖。
[0031]
进一步地，所述太阳敏感器设于星体和太阳帆板面，所述太阳敏感器包括高精度太阳敏感器、精度较差的太阳敏感器中的一种或多种，根据所述太阳敏感器可确定出星体系下的太阳矢量，或根据陀螺输出的积分结果和轨道系下的太阳矢量计算星体系下的太阳矢量，或根据星敏感器姿态输出和轨道系下的太阳矢量计算星体系下的太阳矢量。示例地，星载敏感器包括：遍装星体的精度较高的太阳敏感器，太阳帆板面装高精度太阳敏感器+其它面装精度较差的太阳敏感器，太阳帆板面装高精度太阳敏感器+普通精度的陀螺，太阳帆板面装高精度太阳敏感器+星敏感器，等等。其中，高精度太阳敏感器是指测得的太阳矢量与真实太阳矢量的角度偏差为0.02
°
～0.5
°
；精度较差的太阳敏感器是指测得的太阳矢量与真实太阳矢量的角度偏差为1
°
～5
°
；普通精度的陀螺是指测得的太阳矢量与真实太阳矢量的角度偏差为0.5
°
～1
°
。
[0032]
本发明的第二个方面提供一种极简配置航天器在安全模式下的高精度磁控对日指向控制方法，其包括：
[0033]
步骤s1：通过太阳敏感器测量单位太阳矢量，并确定太阳角：
[0034]
根据太阳敏感器输出可确定出单位太阳矢量sb，如公式(1)所示，根据太阳帆板法向单位矢量vs和sb可以确定出相应的太阳角ε：
[0035]
ε＝arccos(vs·
sb) (1)
[0036]
上式中，ε为太阳角，其单位为弧度，sb为当前测得的太阳矢量，矢量vs和sb均在卫星体坐标系下描述；
[0037]
步骤s2：确定用于太阳角抑制的期望控制力矩m
c_exp
，如公式(2)所示：
[0038][0039]
上式中，s
b-为上一拍的太阳矢量，k
10
和k
20
分别为太阳角控制项及阻尼项对应的控制系数，sgn(
·
)为取符号函数；
[0040]
步骤s3：通过磁强计测量当前地磁场矢量，并确定对应于m
c_exp
的磁矩单位矢量：
[0041][0042]
上式中，bb为当前测得的地磁场矢量；
[0043]
步骤s4：判断太阳角的大小：
[0044]
若太阳角ε满足π≥ε≥π/3(即60
°
)时，太阳角需要快速减小，此时须执行步骤s5；
[0045]
而若0≤ε＜π/3(即60
°
)时，太阳角须进行精确控制，此时须执行步骤s6；
[0046]
步骤s5：确定太阳角快速控制对应的磁力矩器期望输出磁矩m1，如公式(4)所示：
[0047][0048]
上式中，p
max
为磁力矩器所能输出的最大磁矩，bb和b
b-分别为当前拍和上一拍的地磁场矢量，k1和k2分别为太阳角控制项及阻尼项对应的控制系数；
[0049]
步骤s6：确定太阳角精确控制对应的磁力矩器期望输出磁矩m2，如公式(5)所示：
[0050][0051]
上式中，k3和k4分别为太阳角控制项及阻尼项对应的控制系数，bb为当前拍地磁场变化率矢量，的计算公式为δt为磁强计采样周期；
[0052]
步骤s7：根据期望输出磁矩m1或m2，向磁力矩器发送期望输出磁矩指令；
[0053]
步骤s8：磁力矩器执行所述期望输出磁矩指令，从而实现高精度对日指向控制。
[0054]
进一步地，所述太阳敏感器为若干太阳敏感器，所述至少一个精度较高的太阳敏感器部署于太阳帆板面或与太阳帆板面平行的星体面，其它太阳敏感器(或高精度太敏或普通太敏或低精度太敏)遍设于星体其它面，从而保证太阳矢量的全天域覆盖。
[0055]
进一步地，所述太阳敏感器设于星体和太阳帆板面，所述太阳敏感器包括高精度太阳敏感器、精度较差的太阳敏感器中的一种或多种，根据所述太阳敏感器可确定出星体系下的太阳矢量，或根据陀螺输出的积分结果和轨道系下的太阳矢量计算星体系下的太阳矢量，或根据星敏感器姿态输出和轨道系下的太阳矢量计算星体系下的太阳矢量。示例地，星载敏感器包括：遍装星体的精度较高的太阳敏感器，太阳帆板面装高精度太阳敏感器+其它面装精度较差的太阳敏感器，太阳帆板面装高精度太阳敏感器+普通精度的陀螺，太阳帆
板面装高精度太阳敏感器+星敏感器，等等。其中，高精度太阳敏感器是指测得的太阳矢量与真实太阳矢量的角度偏差为0.02
°
～0.5
°
；精度较差的太阳敏感器是指测得的太阳矢量与真实太阳矢量的角度偏差为1
°
～5
°
；普通精度的陀螺是指测得的太阳矢量与真实太阳矢量的角度偏差为0.5
°
～1
°
。
[0056]
采用了上述技术方案后，与现有技术相比，具有以下有益效果：
[0057]
本发明提出一种高精度磁控对日指向方案，在仅用太阳敏感器和磁强计进行测量且仅用磁力矩器进行控制的情况下，应用本发明的新的高效且高精度的磁控对日指向控制算法，即可实现太阳帆板全天域、全状态的磁控高精度对日指向控制。当太阳角较大时，磁控作用全力进行太阳角控制；太阳角较小时，磁控作用既控太阳角，又进行速率阻尼，保证太阳角可以控到并稳定在0值附近。本发明控制精度明显优于既有方案，可用于卫星磁控模式下的姿态控制，且无须因电源问题关闭星上单机及载荷。
附图说明
[0058]
图1为高精度磁控对日指向控制流程图；
[0059]
图2为对日指向控制过程中太阳角变化曲线(纵坐标单位：
°
)；
[0060]
图3为对日指向控制过程中太阳角变化曲线细节图(纵坐标单位：
°
)；
[0061]
图4为对日指向控制过程中星体姿态角变化曲线(纵坐标单位：
°
)；
[0062]
图5为对日指向控制过程中星体角速度变化曲线(纵坐标单位：
°
/s)。
具体实施方式
[0063]
以下结合附图与具体实施例进一步阐述本发明的优点。本领域技术人员应当理解，下面所具体描述的内容是说明性的而非限制性的，不应以此限制本发明的保护范围。
[0064]
本实施例提供一种航天器高精度磁控对日指向控制系统，其包括太阳敏感器、磁强计、姿态控制模块以及磁力矩器。
[0065]
所述太阳敏感器用于测量单位太阳矢量。
[0066]
所述磁强计用于测量当前地磁场矢量。
[0067]
所述姿态控制模块用于通过控制方法计算出磁力矩器的期望输出磁矩，并向磁力矩器发送期望输出磁矩指令。
[0068]
所述磁力矩器执行所述期望输出磁矩指令，从而实现高精度对日指向控制。
[0069]
具体地，如图1所示，本技术的高精度磁控对日指向控制方法包括步骤s1-步骤s8：
[0070]
步骤s1：通过太阳敏感器测量单位太阳矢量，并确定太阳角：
[0071]
根据太阳敏感器输出可确定出单位太阳矢量sb，如公式(1)所示，根据太阳帆板法向单位矢量vs和sb可以确定出相应的太阳角ε：
[0072]
ε＝arccos(vs·
sb) (1)
[0073]
上式中，ε为太阳角，其单位为弧度，sb为当前测得的太阳矢量，矢量vs和sb均在卫星体坐标系下描述。需要指出的是，建议太阳敏感器可保证太阳矢量的全天域覆盖，否则须根据其它敏感器所确定的星体姿态以及轨道系下的太阳矢量计算星体系下的太阳矢量。
[0074]
步骤s2：确定用于太阳角抑制的期望控制力矩m
c_exp
，如公式(2)所示：
[0075][0076]
上式中，s
b-为上一拍的太阳矢量。k
10
和k
20
分别为太阳角控制项及阻尼项对应的控制系数，k
10
和k
20
的取值大小通过不断调试即可确定，直至使太阳角ε在0
°
附近。sgn(
·
)为取符号函数；
[0077]
步骤s3：通过磁强计测量当前地磁场矢量，并确定对应于m
c_exp
的磁矩单位矢量：
[0078][0079]
上式中，bb为当前测得的地磁场矢量；
[0080]
步骤s4：判断太阳角的大小：
[0081]
若太阳角ε满足π≥ε≥π/3(即60
°
)时，太阳角需要快速减小，此时须执行步骤s5；
[0082]
而若0≤ε＜π/3(即60
°
)时，太阳角须进行精确控制，此时须执行步骤s6；
[0083]
步骤s5：确定太阳角快速控制对应的磁力矩器期望输出磁矩m1，如公式(4)所示：
[0084][0085]
上式中，p
max
为磁力矩器所能输出的最大磁矩，bb和b
b-分别为当前拍和上一拍的地磁场矢量，k1和k2分别为太阳角控制项及阻尼项对应的控制系数，k1和k2的取值大小通过不断调试即可确定，直至使太阳角ε在0
°
附近；
[0086]
步骤s6：确定太阳角精确控制对应的磁力矩器期望输出磁矩m2，如公式(5)所示：
[0087][0088]
上式中，k3和k4分别为太阳角控制项及阻尼项对应的控制系数，k3和k4的取值大小通过不断调试即可确定，直至使太阳角ε在0
°
附近。为当前拍地磁场变化率矢量，bb的计算公式为δt为磁强计采样周期；
[0089]
步骤s7：根据期望输出磁矩m1或m2，向磁力矩器发送期望输出磁矩指令；
[0090]
步骤s8：磁力矩器执行所述期望输出磁矩指令，从而实现高精度对日指向控制。
[0091]
以下通过数值仿真进行验证：
[0092]
(1)卫星惯量张量矩阵：
[0093]
(2)磁力矩器最大输出磁矩：3.5am2；
[0094]
(3)卫星磁控周期、磁强计采样周期：1s；
[0095]
(4)卫星剩磁矩：[0.2，-0.2，0.2]nt；
[0096]
(5)卫星轨道：500km高度sso轨道，ltdn＝10：30am；
[0097]
(6)卫星初始姿态角：[100，-160，-60]
°
；
[0098]
(7)卫星初始姿态角速度：[-1，1.5，-2]
°
/s
[0099]
(8)磁控最大占空比：0.7
[0100]
(9)控制系数：k
10
＝0.0001，k
20
＝0.02，k1＝0.5，k2＝50，k3＝5，k4＝1。
[0101]
图2～图4为所提出方案的仿真结果。仿真结果表明：采用所提出的高精度磁控对日指向控制方案可实现星体、太阳帆板等的高精度对日指向，可保证星上能源的充足供应；对日指向期间，星体姿态呈自由演变状态，而星体角速度则在0值附近小范围变动(如图5所示)，可保证太阳帆板或星上其它挠性附件的安全。可见，采用本发明所述方法可实现全天域、全状态情况下的太阳角的高精度控制。原则上该发明无须配置其它敏感单元或执行机构，仅采用太阳敏感器进行太阳角确定，并采用磁强计引导磁力矩器实施姿态控制。
[0102]
应当注意的是，本发明的实施例有较佳的实施性，且并非对本发明作任何形式的限制，任何熟悉该领域的技术人员可能利用上述揭示的技术内容变更或修饰为等同的有效实施例，但凡未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何修改或等同变化及修饰，均仍属于本发明技术方案的范围内。

技术特征：
1.一种航天器的高精度磁控对日指向控制系统，其特征在于，包括：太阳敏感器，所述太阳敏感器用于测量单位太阳矢量；磁强计，所述磁强计用于测量当前地磁场矢量；姿态控制模块，所述姿态控制模块用于根据单位太阳矢量和当前地磁场矢量并通过控制方法计算出磁力矩器的期望输出磁矩，并向磁力矩器发送期望输出磁矩指令；磁力矩器，所述磁力矩器执行所述期望输出磁矩指令，从而实现高精度对日指向控制；所述控制方法包括步骤1～步骤7：步骤1、确定太阳角：根据太阳敏感器输出可确定出单位太阳矢量s
b
，如公式(1)所示，根据太阳帆板法向单位矢量v
s
和s
b
可以确定出相应的太阳角ε：ε＝arccos(v
s
·
s
b
)(1)上式中，ε为太阳角，其单位为弧度，s
b
为当前测得的太阳矢量，矢量v
s
和s
b
均在卫星体坐标系下描述；步骤2、确定用于太阳角抑制的期望控制力矩m
c_exp
，如公式(2)所示：上式中，s
b-为上一拍的太阳矢量；k
10
和k
20
分别为太阳角控制项及阻尼项对应的控制系数；sgn(
·
)为取符号函数；步骤3、确定对应于m
c_exp
的磁矩单位矢量，如公式(3)所示：上式中，b
b
为当前测得的地磁场矢量；步骤4、判断太阳角的大小：若太阳角ε满足π≥ε≥π/3时，太阳角需要快速减小，此时须执行步骤5；而若0≤ε＜π/3时，太阳角须进行精确控制，此时须执行步骤6；步骤5、确定太阳角快速控制对应的磁力矩器期望输出磁矩m1，如公式(4)所示：上式中，p
max
为磁力矩器所能输出的最大磁矩，b
b
和b
b-分别为当前拍和上一拍的地磁场矢量，k1和k2分别为太阳角控制项及阻尼项对应的控制系数；步骤6、确定太阳角精确控制对应的磁力矩器期望输出磁矩m2，如公式(5)所示：上式中，k3和k4分别为太阳角控制项及阻尼项对应的控制系数，为当前拍地磁场变化率矢量，的计算公式为δt为磁强计采样周期；步骤7、根据期望输出磁矩m1或m2，向磁力矩器发送期望输出磁矩指令。
2.如权利要求1所述的航天器的高精度磁控对日指向控制系统，其特征在于，所述太阳敏感器为若干太阳敏感器，所述至少一个精度较高的太阳敏感器部署于太阳帆板面或与太阳帆板面平行的星体面，其它太阳敏感器遍设于星体其它面，从而保证太阳矢量的全天域覆盖。3.如权利要求1所述的航天器的高精度磁控对日指向控制系统，其特征在于，所述太阳敏感器设于星体和太阳帆板面，所述太阳敏感器包括高精度太阳敏感器、精度较差的太阳敏感器中的一种或多种，根据所述太阳敏感器可确定出星体系下的太阳矢量，或根据陀螺输出的积分结果和轨道系下的太阳矢量计算星体系下的太阳矢量，或根据星敏感器姿态输出和轨道系下的太阳矢量计算星体系下的太阳矢量。4.一种航天器的高精度磁控对日指向控制方法，其特征在于，包括：步骤s1：通过太阳敏感器测量单位太阳矢量，并确定太阳角：根据太阳敏感器输出可确定出单位太阳矢量s
b
，如公式(1)所示，根据太阳帆板法向单位矢量v
s
和s
b
可以确定出相应的太阳角ε：ε＝arccos(v
s
·
s
b
)(1)上式中，ε为太阳角，其单位为弧度，s
b
为当前测得的太阳矢量，矢量v
s
和s
b
均在卫星体坐标系下描述；步骤s2：确定用于太阳角抑制的期望控制力矩m
c_exp
，如公式(2)所示：上式中，s
b-为上一拍的太阳矢量，k
10
和k
20
分别为太阳角控制项及阻尼项对应的控制系数，sgn(
·
)为取符号函数；步骤s3：通过磁强计测量当前地磁场矢量，并确定对应于m
c_exp
的磁矩单位矢量：上式中，b
b
为当前测得的地磁场矢量；步骤s4：判断太阳角的大小：若太阳角ε满足π≥ε≥π/3(即60
°
)时，太阳角需要快速减小，此时须执行步骤s5；而若0≤ε＜π/3(即60
°
)时，太阳角须进行精确控制，此时须执行步骤s6；步骤s5：确定太阳角快速控制对应的磁力矩器期望输出磁矩m1，如公式(4)所示：上式中，p
max
为磁力矩器所能输出的最大磁矩，b
b
和b
b-分别为当前拍和上一拍的地磁场矢量，k1和k2分别为太阳角控制项及阻尼项对应的控制系数；步骤s6：确定太阳角精确控制对应的磁力矩器期望输出磁矩m2，如公式(5)所示：上式中，k3和k4分别为太阳角控制项及阻尼项对应的控制系数，为当前拍地磁场变化
率矢量，的计算公式为δt为磁强计采样周期；步骤s7：根据期望输出磁矩m1或m2，向磁力矩器发送期望输出磁矩指令；步骤s8：磁力矩器执行所述期望输出磁矩指令，从而实现高精度对日指向控制。5.如权利要求4所述的航天器的高精度磁控对日指向控制方法，其特征在于，所述太阳敏感器为若干太阳敏感器，所述至少一个精度较高的太阳敏感器部署于太阳帆板面或与太阳帆板面平行的星体面，其它太阳敏感器遍设于星体其它面，从而保证太阳矢量的全天域覆盖。6.如权利要求4所述的航天器的高精度磁控对日指向控制方法，其特征在于，所述太阳敏感器设于星体和太阳帆板面，所述太阳敏感器包括高精度太阳敏感器、精度较差的太阳敏感器中的一种或多种，根据所述太阳敏感器可确定出星体系下的太阳矢量，或根据陀螺输出的积分结果和轨道系下的太阳矢量计算星体系下的太阳矢量，或根据星敏感器姿态输出和轨道系下的太阳矢量计算星体系下的太阳矢量。

技术总结
本发明提供了一种航天器的高精度磁控对日指向控制系统及控制方法。系统包括：太阳敏感器、磁强计、姿态控制模块和磁力矩器。所述太阳敏感器用于测量单位太阳矢量。所述磁强计用于测量当前地磁场矢量。所述姿态控制模块用于根据单位太阳矢量和当前地磁场矢量并通过控制方法计算出磁力矩器的期望输出磁矩指令。所述磁力矩器执行所述期望输出磁矩指令，从而实现高精度对日指向控制。本发明提出一种新的高效且高精度的磁控对日指向控制算法，可实现太阳帆板全天域、全状态的磁控高精度对日指向控制。制。制。


技术研发人员：夏喜旺 张永合 蒋峻 李东 阳应权 许诺
受保护的技术使用者：上海微小卫星工程中心
技术研发日：2023.02.13
技术公布日：2023/6/7