基于环境预估的跨空域卫星姿态控制策略自主切换方法与流程

1.本发明涉及跨空域卫星在轨姿态控制策略自主切换技术领域，具体地，涉及一种基于环境预估的跨空域卫星姿态控制自主切换方法，同时提供了一种相应的系统、计算机终端及计算机可读存储介质。


背景技术：

2.针对长时间跨空域飞行卫星的控制策略的自主切换方法，目前比较常用的是“基于轨道高度的切换方法”。该方法基于地面对干扰力矩的建模，计算干扰力矩的量级，随着轨道高度降低环境干扰力矩增加，当轨道高度降低到一定程度后，磁控卸载能力小于环境干扰力矩角动量积累能力，此时切入喷气控制。但是，该方法依赖对环境干扰力矩的建模，然而建模存在一定的不确定性，对切换时条件的判断影响很大，可能导致过早切入喷气控制导致燃料浪费，另一方面也可能过晚切入喷气控制导致反作用轮饱和失去控制能力，卫星姿态发散。
3.具体地：
4.1、现有方法主要应用于运行在确定轨道上的卫星在不同的任务模式下姿态控制方式的自主切换。在该轨道范围内环境干扰力矩量级基本不变或变化很小，卫星的主要控制方式是确定的，仅根据任务模式的切换短暂的切换到其它控制模式；
5.2、现有方法中，针对长时间跨空域飞行的卫星的姿态控制方式自主的研究较少，主要根据轨道高度自主切换姿控策略。这种方法存在明显的缺点，例如针对从中低轨道自主衰减到超低轨的卫星，仅根据轨道高度自主切换控制策略，可能会过早由轮控切入喷气控制导致燃料浪费，也可能过晚切换到喷气控制导致轮子角动量饱和姿态发散。


技术实现要素：

6.本发明针对现有技术中存在的上述不足，提供了一种基于环境预估(卫星环境干扰力矩预估)的跨空域卫星姿态控制策略自主切换方法。
7.根据本发明的一个方面，提供了一种基于环境预估的跨空域卫星姿态控制策略自主切换方法，其特征在于，包括：
8.分别计算主角动量增量、耦合角动量增量和反作用轮组角动量增量，利用所述主角动量增量、耦合角动量增量和反作用轮组角动量增量对卫星环境干扰力矩进行估算；
9.根据得到的所述卫星环境干扰力矩的估算值，自主切换控制策略；其中：
10.以连续一轨时间为周期，若当前轨反作用轮当前三轴角动量的积累量超过当前反作用轮剩余角动量的容量，且卫星环境干扰力矩大于磁力矩器控制力矩的一半时，自主切换到喷气控制策略。
11.优选地，所述计算主角动量增量，包括：
12.设主角动量增量为：h_zhu＝[h_zhu_x，h_zhu_y，h_zhu_z]，单位为：nms，则：
[0013]
h_zhu_x＝jxx*(wbix-wbix_pre)-jxy*(wbiy-wbiy_pre)-jzx*(wbiz-wbiz_pre)；
[0014]
h_zhu_y＝-jxy*(wbix-wbix_pre)+jyy*(wbiy-wbiy_pre)-jyz*(wbiz-wbiz_pre)；
[0015]
h_zhu_z＝-jzx*(wbix-wbix_pre)-jyz*(wbiy-wbiy_pre)+jzz*(wbiz-wbiz_pre)；
[0016]
其中：h_zhu_x为主角动量增量的x轴分量，h_zhu_y为主角动量增量的y轴分量，h_zhu_z为主角动量增量的z轴分量，jxx为x轴卫星主惯量，jxy为x轴和y轴的卫星惯量积，jzx为z轴和x轴的卫星惯量积，jyy为y轴卫星主惯量，jyz为y轴和z轴的卫星惯量积，jzz为z轴卫星主惯量，wbix为x轴当前惯性系角速度，wbiy为y轴当前惯性系角速度，wbiz为z轴当前惯性系角速度，wbix_pre为x轴上一拍惯性系角速度，wbiy_pre为y轴上一拍惯性系角速度，wbiz_pre为z轴上一拍惯性系角速度。
[0017]
优选地，所述计算耦合角动量增量，包括：
[0018]
设耦合角动量增量为：h_ou＝[h_ou_x，h_ou_y，h_ou_z]，单位为：nms，则
[0019]
h_ou_x＝((wbiz*jxy-wbiy*jzx)*wbix+(-wbiz*jyy-wbiy*jyz)*wbiy+(wbiz*jy x+wbiy*jzz)*wbiz)*tnh_g；
[0020]
h_ou_y＝((wbiz*jxx+wbix*jzx)*wbix+(-wbiz*jxy+wbix*jyz)*wbiy+(-wbiz*jzx-wbix*jzz)*wbiz)*tnh_g；
[0021]
h_ou_z＝((-wbiy*jxx-wbix*jxy)*wbix+(wbiy*jxy+wbix*jyy)*wbiy+(wbiy*jzx+wbix*jyx)*wbiz)*tnh_g；
[0022]
其中，h_ou_x为耦合角动量增量的x轴分量，h_ou_y为耦合角动量增量的y轴分量，h_ou_z为耦合角动量增量的z轴分量，wbix为x轴当前惯性系角速度，wbiy为y轴当前惯性系角速度，wbiz为z轴当前惯性系角速度，jxx为x轴卫星主惯量，jxy为x轴和y轴的卫星惯量积，jzx为z轴和x轴的卫星惯量积，jyy为y轴卫星主惯量，jyz为y轴和z轴的卫星惯量积，jyx为y轴和x轴的卫星惯量积，jzz为z轴卫星主惯量，tnh_g为计算周期。
[0023]
优选地，所述计算反作用轮组角动量增量，包括：
[0024]
设反作用轮组角动量增量为：h_wheel＝[h_wheel_x,h_wheel_y,h_wheel_z]，单位为：nms，则：
[0025]
h_wheel_x＝(r11*speed1+r12*speed2+r13*speed3+r14*speed4)-(r11*speed1_pre+r12*speed2_pre+r13*speed3_pre+r14*speed4_pre)；
[0026]
h_wheel_y＝(r21*speed1+r22*speed2+r23*speed3+r24*speed4)-(r21*speed1_pre+r22*speed2_pre+r23*speed3_pre+r24*speed4_pre)；
[0027]
h_wheel_z＝(r31*speed1+r32*speed2+r33*speed3+r34*speed4)-(r31*speed1_pre+r32*speed2_pre+r33*speed3_pre+r34*speed4_pre)；
[0028]
其中，h_wheel_x为反作用轮组角动量增量的x轴分量，h_wheel_y为反作用轮组角动量增量的y轴分量，h_wheel_z为反作用轮组角动量增量的z轴分量，rmn反作用轮安装矩阵的构成元素，表示第m行第n列元素，speed*为当前拍反作用轮转速，speed*_pre为前一拍反作用轮转速，*为反作用轮序号
[0029]
优选地，所述对卫星环境干扰力矩进行估算，包括：
[0030]
设卫星环境干扰力矩为：td＝[t
dx
，t
dy
，t
dz
]，单位为：nm，则：
[0031]
t
dx
＝(h_zhu_x+h_ou_x+h_wheel_x)/tnh_g；
[0032]
t
dy
＝(h_zhu_y+h_ou_y+h_wheel_y)/tnh_g；
[0033]
t
dz
＝(h_zhu_z+h_ou_z+h_wheel_z)/tnh_g；
[0034]
其中，t
dx
为卫星环境干扰力矩的x轴分量，t
dy
为卫星环境干扰力矩的y轴分量，t
dz
为卫星环境干扰力矩的z轴分量，h_zhu_x为x轴主角动量增量，h_zhu_y为主角动量增量的y轴分量，h_zhu_z为主角动量增量的z轴分量，h_ou_x为耦合角动量增量的x轴分量，h_ou_y为耦合角动量增量的y轴分量，h_ou_z为耦合角动量增量的z轴分量，h_wheel_x为反作用轮组角动量增量的x轴分量，h_wheel_y为反作用轮组角动量增量的y轴分量，h_wheel_z为反作用轮组角动量增量的z轴分量，tnh_g为计算周期。
[0035]
优选地，所述当前轨反作用轮当前三轴角动量的积累量超过当前反作用轮剩余角动量的容量，表示为：
[0036]
或或
[0037]
其中，[h
maxx
，h
maxy
，h
maxz
]分别为反作用轮x、y、z三轴最大角动量包络，单位为nms；[h
remainx
，h
remainy
，h
remainz
]分别为反作用轮当前x、y、z三轴角动量，单位为nms；，[t
dx
，t
dy
，t
dz
]分别为卫星环境干扰力矩的x、y、z三轴分量；t0为起始时刻，t为一轨时间；
[0038]
所述卫星环境干扰力矩大于磁力矩器控制力矩的一半，表示为：
[0039]
|td|》m
×b×
0.5
[0040]
其中：m为磁力矩器的额定输出力矩，单位am2；b为当前轨道平均磁场强度，单位t；td为卫星环境干扰力矩。
[0041]
优选地，所述反作用轮当前x、y、z三轴角动量的计算方法，包括：
[0042]hremainx
＝r11*speed1+r12*speed2+r13*speed3+r14*speed4
[0043]hremainy
＝r21*speed1+r22*speed2+r23*speed3+r24*speed4
[0044]hremainz
＝r31*speed1+r32*speed2+r33*speed3+r34*speed4
[0045]
其中，h
remainx
为反作用轮当前x轴角动量，h
remainy
为反作用轮当前y轴角动量，h
remainz
为反作用轮当前z轴角动量，r
mn
反作用轮安装矩阵的构成元素，speed*为当前拍反作用轮转速。
[0046]
根据本发明的另一个方面，提供了一种基于环境预估的跨空域卫星姿态控制策略自主切换系统，包括：
[0047]
卫星环境干扰力矩估算模块，该模块用于分别计算主角动量增量、耦合角动量增量和反作用轮组角动量增量，利用所述主角动量增量、耦合角动量增量和反作用轮组角动量增量对卫星环境干扰力矩进行估算；
[0048]
控制策略自主切换模块，该模块用于根据得到的所述卫星环境干扰力矩的估算值，自主切换控制策略；其中：以连续一轨时间为周期，若当前轨反作用轮当前三轴角动量的积累量超过当前反作用轮剩余角动量的容量，且卫星环境干扰力矩大于磁力矩器控制力矩的一半时，自主切换到喷气控制策略。
[0049]
根据本发明的第三个方面，提供了一种计算机终端，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述程序时可用于执行上述任一项所述的方法，或，运行上述的系统。
[0050]
根据本发明的第四个方面，提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机
程序，该程序被处理器执行时可用于执行上述任一项所述的方法，或，运行上述的系统。
[0051]
由于采用了上述技术方案，本发明与现有技术相比，具有如下至少一项的有益效果：
[0052]
本发明依据星上自主计算的环境干扰力矩，以一轨为角动量平衡周期，判断是否切入喷气控制，可以充分利用反作用轮角动量，在反作用轮角动量即将达到极限时才切入喷气控制，能极大程度节省推进燃料。
[0053]
本发明严格依据星上实时计算的环境干扰力矩，力矩计算更准确，控制方法切换条件判断更准确，可避免过早或过晚切换控制方法，避免燃料浪费或姿态发散。
[0054]
本发明针对轨道高度变化范围大甚至是跨空域飞行的卫星，轮控不能兼顾高低轨姿态控制，需要在轮控和喷气控制之间自主切换的情况，可使用该方法实现轮控与喷气控制自主切换；同样可应用于磁控卸载和喷气卸载自主切换。
附图说明
[0055]
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
[0056]
图1为本发明一优选实施例中基于环境预估的跨空域卫星姿态控制策略自主切换方法的工作流程图。
[0057]
图2为本发明一优选实施例中基于环境预估的跨空域卫星姿态控制策略自主切换系统的组成模块示意图。
具体实施方式
[0058]
下面对本发明的实施例作详细说明：本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。
[0059]
本发明一实施例提供了一种基于环境预估的跨空域卫星姿态控制策略自主切换方法，该方法针对跨空域飞行的卫星提出一种更简单可靠的姿控策略自主切换技术，避免过早切入喷气控制，减少燃料消耗，另一方面避免过晚切出轮控，导致轮子角动量饱和卫星姿态发散。
[0060]
如图1所示，该实施例提供的基于环境预估的跨空域卫星姿态控制策略自主切换方法，包括：
[0061]
s1，分别计算主角动量增量、耦合角动量增量和反作用轮组角动量增量，利用主角动量增量、耦合角动量增量和反作用轮组角动量增量对卫星环境干扰力矩进行估算；
[0062]
s2，根据得到的卫星环境干扰力矩的估算值，自主切换控制策略；其中：
[0063]
以连续一轨时间为周期，若当前轨反作用轮当前三轴角动量的积累量超过当前反作用轮剩余角动量的容量，且卫星环境干扰力矩大于磁力矩器控制力矩的一半时，自主切换到喷气控制策略。
[0064]
在s1的一优选实施例中，计算主角动量增量，包括：
[0065]
设主角动量增量为：h_zhu＝[h_zhu_x，h_zhu_y，h_zhu_z]，单位为：nms，则：
[0066]
h_zhu_x＝jxx*(wbix-wbix_pre)-jxy*(wbiy-wbiy_pre)-jzx*(wbiz-wbiz_pre)；
[0067]
h_zhu_y＝-jxy*(wbix-wbix_pre)+jyy*(wbiy-wbiy_pre)-jyz*(wbiz-wbiz_pre)；
[0068]
h_zhu_z＝-jzx*(wbix-wbix_pre)-jyz*(wbiy-wbiy_pre)+jzz*(wbiz-wbiz_pre)；
[0069]
其中：h_zhu_x为主角动量增量的x轴分量，h_zhu_y为主角动量增量的y轴分量，h_zhu_z为主角动量增量的z轴分量，jxx为x轴卫星主惯量，jxy为x轴和y轴的卫星惯量积，jzx为z轴和x轴的卫星惯量积，jyy为y轴卫星主惯量，jyz为y轴和z轴的卫星惯量积，jzz为z轴卫星主惯量，wbix为x轴当前惯性系角速度，wbiy为y轴当前惯性系角速度，wbiz为z轴当前惯性系角速度，wbix_pre为x轴上一拍惯性系角速度，wbiy_pre为y轴上一拍惯性系角速度，wbiz_pre为z轴上一拍惯性系角速度。
[0070]
在s1的一优选实施例中，计算耦合角动量增量，包括：
[0071]
设耦合角动量增量为：h_ou＝[h_ou_x，h_ou_y，h_ou_z]，单位为：nms，则
[0072]
h_ou_x＝((wbiz*jxy-wbiy*jzx)*wbix+(-wbiz*jyy-wbiy*jyz)*wbiy+(wbiz*jy x+wbiy*jzz)*wbiz)*tnh_g；
[0073]
h_ou_y＝((wbiz*jxx+wbix*jzx)*wbix+(-wbiz*jxy+wbix*jyz)*wbiy+(-wbiz*jzx-wbix*jzz)*wbiz)*tnh_g；
[0074]
h_ou_z＝((-wbiy*jxx-wbix*jxy)*wbix+(wbiy*jxy+wbix*jyy)*wbiy+(wbiy*jzx+wbix*jyx)*wbiz)*tnh_g；
[0075]
其中，h_ou_x为耦合角动量增量的x轴分量，h_ou_y为耦合角动量增量的y轴分量，h_ou_z为耦合角动量增量的z轴分量，wbix为x轴当前惯性系角速度，wbiy为y轴当前惯性系角速度，wbiz为z轴当前惯性系角速度，jxx为x轴卫星主惯量，jxy为x轴和y轴的卫星惯量积，jzx为z轴和x轴的卫星惯量积，jyy为y轴卫星主惯量，jyz为y轴和z轴的卫星惯量积，jyx为y轴和x轴的卫星惯量积，jzz为z轴卫星主惯量，tnh_g为计算周期。
[0076]
在s1的一优选实施例中，计算反作用轮组角动量增量，包括：
[0077]
设反作用轮组角动量增量为：h_wheel＝[h_wheel_x,h_wheel_y,h_wheel_z]，单位为：nms，则：
[0078]
h_wheel_x＝(r11*speed1+r12*speed2+r13*speed3+r14*speed4)-(r11*speed1_pre+r12*speed2_pre+r13*speed3_pre+r14*speed4_pre)；
[0079]
h_wheel_y＝(r21*speed1+r22*speed2+r23*speed3+r24*speed4)-(r21*speed1_pre+r22*speed2_pre+r23*speed3_pre+r24*speed4_pre)；
[0080]
h_wheel_z＝(r31*speed1+r32*speed2+r33*speed3+r34*speed4)-(r31*speed1_pre+r32*speed2_pre+r33*speed3_pre+r34*speed4_pre)；
[0081]
其中，h_wheel_x为反作用轮组角动量增量的x轴分量，h_wheel_y为反作用轮组角动量增量的y轴分量，h_wheel_z为反作用轮组角动量增量的z轴分量，rmn反作用轮安装矩阵的构成元素，表示第m行第n列元素，speed*为当前拍反作用轮转速，speed*_pre为前一拍反作用轮转速，*为反作用轮序号。
[0082]
在s1的一优选实施例中，对卫星环境干扰力矩进行估算，包括：
[0083]
设卫星环境干扰力矩为：td＝[t
dx
，t
dy
，t
dz
]，单位为：nm，则：
[0084]
t
dx
＝(h_zhu_x+h_ou_x+h_wheel_x)/tnh_g；
[0085]
t
dy
＝(h_zhu_y+h_ou_y+h_wheel_y)/tnh_g；
[0086]
t
dz
＝(h_zhu_z+h_ou_z+h_wheel_z)/tnh_g；
[0087]
其中，t
dx
为卫星环境干扰力矩的x轴分量，t
dy
为卫星环境干扰力矩的y轴分量，t
dz
为卫星环境干扰力矩的z轴分量，h_zhu_x为x轴主角动量增量，h_zhu_y为主角动量增量的y轴分量，h_zhu_z为主角动量增量的z轴分量，h_ou_x为耦合角动量增量的x轴分量，h_ou_y为耦合角动量增量的y轴分量，h_ou_z为耦合角动量增量的z轴分量，h_wheel_x为反作用轮组角动量增量的x轴分量，h_wheel_y为反作用轮组角动量增量的y轴分量，h_wheel_z为反作用轮组角动量增量的z轴分量，tnh_g为计算周期。
[0088]
在s2的一优选实施例中，当前轨反作用轮当前三轴角动量的积累量超过当前反作用轮剩余角动量的容量，表示为：
[0089]
或或
[0090]
其中，[h
maxx
，h
maxy
，h
maxz
]分别为反作用轮x、y、z三轴最大角动量包络(根据对反作用轮的设计获取该值)，单位为nms；[h
remainx
，h
remainy
，h
remainz
]分别为反作用轮当前x、y、z三轴角动量，单位为nms；，[t
dx
，t
dy
，t
dz
]分别为卫星环境干扰力矩的x、y、z三轴分量；t0为任意起始时刻，t为一轨时间。
[0091]
进一步地，在一优选实施例中，反作用轮当前x、y、z三轴角动量的计算方法，包括：
[0092]hremainx
＝r11*speed1+r12*speed2+r13*speed3+r14*speed4
[0093]hremainy
＝r21*speed1+r22*speed2+r23*speed3+r24*speed4
[0094]hremainz
＝r31*speed1+r32*speed2+r33*speed3+r34*speed4
[0095]
其中，h
remainx
为反作用轮当前x轴角动量，h
remainy
为反作用轮当前y轴角动量，h
remainz
为反作用轮当前z轴角动量，r
mn
反作用轮安装矩阵的构成元素，speed*为当前拍反作用轮转速。
[0096]
进一步地，在一优选实施例中，当前反作用轮剩余角动量的容量的计算方法，包括：
[0097]
[h
maxx
，h
maxy
，h
maxz
]-[h
remainx
，h
remainy
，h
remainz
]。
[0098]
在s2的一优选实施例中，卫星环境干扰力矩大于磁力矩器控制力矩的一半，表示为：
[0099]
|td|》m
×b×
0.5
[0100]
其中：m为磁力矩器的额定输出力矩，单位am2；b为当前轨道平均磁场强度，单位t；td为卫星环境干扰力矩。
[0101]
在本发明上述实施例中：
[0102]
[wbix，wbiy，wbiz]为当前惯性系角速度，单位rad/s；
[0103]
wbix_pre，wbiy_pre，wbiz_pre]为上一拍惯性系角速度，单位rad/s；
[0104]
[jxx，jyy，jzz]为卫星主惯量，[jxy，jyz，jzx]为卫星惯量积，单位kg.m2；
[0105]
tnh_g为计算周期，取值为2s；
[0106]
[r11，r12，r13，r14；r21，r22，r23，r24；r31，r32，r33，r34]为反作用轮安装矩阵；
[0107]
[speed1，speed2，speed3，speed4]为当前拍反作用轮转速，单位rad/s；
[0108]
[speed1_prespeed2_prespeed3_prespeed4_pre]为当前拍反作用轮转速，单位rad/s；
[0109]
t为一轨时间(即一个轨道周期)，取值为90min。
[0110]
依据卫星环境干扰力矩的估算值作为条件实现控制策略的自主切换，为本发明的核心改进点。当连续一轨时间，干扰力矩(估算值)三轴角动量积累大于反作用轮剩余角动量容量同时干扰力矩模值大于磁力矩器控制力矩的一半时，自主切换到喷气控制。以单轨角动量平衡为核心理论依据，在轨自主估算环境干扰力矩，以一轨为积分周期，若当前轨角动量积累量超过当前剩余角动量容量，且环境干扰力矩大于磁控卸载力矩的一半时，切换到喷气控制算法。仅在反作用轮和磁力矩器不足以完成一轨角动量平衡的情况下切换到喷气控制，充分利用反作用轮角动量，极大程度节省了推进燃料。
[0111]
本发明一实施例提供了一种基于环境预估的跨空域卫星姿态控制策略自主切换系统。
[0112]
如图2，该实施例提供的基于环境预估的跨空域卫星姿态控制策略自主切换系统，包括：
[0113]
卫星环境干扰力矩估算模块，该模块用于分别计算主角动量增量、耦合角动量增量和反作用轮组角动量增量，利用主角动量增量、耦合角动量增量和反作用轮组角动量增量对卫星环境干扰力矩进行估算；
[0114]
控制策略自主切换模块，该模块用于根据得到的卫星环境干扰力矩的估算值，自主切换控制策略；其中：以连续一轨时间为周期，若当前轨反作用轮当前三轴角动量的积累量超过当前反作用轮剩余角动量的容量，且卫星环境干扰力矩大于磁力矩器控制力矩的一半时，自主切换到喷气控制策略。
[0115]
本发明一实施例提供了一种计算机终端，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，处理器执行程序时可用于执行本发明上述实施例中任一项的方法，或，运行本发明上述实施例中任一项的系统。
[0116]
可选地，存储器，用于存储程序；存储器，可以包括易失性存储器(英文：volatile memory)，例如随机存取存储器(英文：random-access memory，缩写：ram)，如静态随机存取存储器(英文：static random-access memory，缩写：sram)，双倍数据率同步动态随机存取存储器(英文：double data rate synchronous dynamic random access memory，缩写：ddr sdram)等；存储器也可以包括非易失性存储器(英文：non-volatile memory)，例如快闪存储器(英文：flash memory)。存储器用于存储计算机程序(如实现上述方法的应用程序、功能模块等)、计算机指令等，上述的计算机程序、计算机指令等可以分区存储在一个或多个存储器中。并且上述的计算机程序、计算机指令、数据等可以被处理器调用。
[0117]
上述的计算机程序、计算机指令等可以分区存储在一个或多个存储器中。并且上述的计算机程序、计算机指令、数据等可以被处理器调用。
[0118]
处理器，用于执行存储器存储的计算机程序，以实现上述实施例涉及的方法中的各个步骤或系统各种的各个模块。具体可以参见前面方法和系统实施例中的相关描述。
[0119]
处理器和存储器可以是独立结构，也可以是集成在一起的集成结构。当处理器和存储器是独立结构时，存储器、处理器可以通过总线耦合连接。
[0120]
本发明一实施例还提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该
程序被处理器执行时可用于执行本发明上述实施例中任一项的方法，或，运行本发明上述实施例中任一项的系统。
[0121]
本发明上述实施例提供的基于环境预估的跨空域卫星姿态控制策略自主切换方法，依据星上自主计算的环境干扰力矩，以一轨为角动量平衡周期，判断是否切入喷气控制，可以充分利用反作用轮角动量，在反作用轮角动量即将达到极限时才切入喷气控制，能极大程度节省推进燃料；严格依据星上实时计算的环境干扰力矩，力矩计算更准确，控制方法切换条件判断更准确，可避免过早或过晚切换控制方法，避免燃料浪费或姿态发散。
[0122]
本发明上述实施例提供的基于环境预估的跨空域卫星姿态控制策略自主切换方法，针对轨道高度变化范围大甚至是跨空域飞行的卫星，轮控不能兼顾高低轨姿态控制，需要在轮控和喷气控制之间自主切换的情况，可使用该方法实现轮控与喷气控制自主切换；同样可应用于磁控卸载和喷气卸载自主切换。
[0123]
本发明上述实施例中未尽事宜均为本领域公知技术。
[0124]
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。

技术特征：
1.一种基于环境预估的跨空域卫星姿态控制策略自主切换方法，其特征在于，包括：分别计算主角动量增量、耦合角动量增量和反作用轮组角动量增量，利用所述主角动量增量、耦合角动量增量和反作用轮组角动量增量对卫星环境干扰力矩进行估算；根据得到的所述卫星环境干扰力矩的估算值，自主切换控制策略；其中：以连续一轨时间为周期，若当前轨反作用轮当前三轴角动量的积累量超过当前反作用轮剩余角动量的容量，且卫星环境干扰力矩大于磁力矩器控制力矩的一半时，自主切换到喷气控制策略。2.根据权利要求1所述的基于环境预估的跨空域卫星姿态控制策略自主切换方法，其特征在于，所述计算主角动量增量，包括：设主角动量增量为：h_zhu＝[h_zhu_x，h_zhu_y，h_zhu_z]，单位为：nms，则：h_zhu_x＝jxx*(wbix-wbix_pre)-jxy*(wbiy-wbiy_pre)-jzx*(wbiz-wbiz_pre)；h_zhu_y＝-jxy*(wbix-wbix_pre)+jyy*(wbiy-wbiy_pre)-jyz*(wbiz-wbiz_pre)；h_zhu_z＝-jzx*(wbix-wbix_pre)-jyz*(wbiy-wbiy_pre)+jzz*(wbiz-wbiz_pre)；其中：h_zhu_x为主角动量增量的x轴分量，h_zhu_y为主角动量增量的y轴分量，h_zhu_z为主角动量增量的z轴分量，jxx为x轴卫星主惯量，jxy为x轴和y轴的卫星惯量积，jzx为z轴和x轴的卫星惯量积，jyy为y轴卫星主惯量，jyz为y轴和z轴的卫星惯量积，jzz为z轴卫星主惯量，wbix为x轴当前惯性系角速度，wbiy为y轴当前惯性系角速度，wbiz为z轴当前惯性系角速度，wbix_pre为x轴上一拍惯性系角速度，wbiy_pre为y轴上一拍惯性系角速度，wbiz_pre为z轴上一拍惯性系角速度。3.根据权利要求1所述的基于环境预估的跨空域卫星姿态控制策略自主切换方法，其特征在于，所述计算耦合角动量增量，包括：设耦合角动量增量为：h_ou＝[h_ou_x，h_ou_y，h_ou_z]，单位为：nms，则h_ou_x＝((wbiz*jxy-wbiy*jzx)*wbix+(-wbiz*jyy-wbiy*jyz)*wbiy+(wbiz*jy x+wbiy*jzz)*wbiz)*tnh_g；h_ou_y＝((wbiz*jxx+wbix*jzx)*wbix+(-wbiz*jxy+wbix*jyz)*wbiy+(-wbiz*jzx-wbix*jzz)*wbiz)*tnh_g；h_ou_z＝((-wbiy*jxx-wbix*jxy)*wbix+(wbiy*jxy+wbix*jyy)*wbiy+(wbiy*jzx+wbix*jyx)*wbiz)*tnh_g；其中，h_ou_x为耦合角动量增量的x轴分量，h_ou_y为耦合角动量增量的y轴分量，h_ou_z为耦合角动量增量的z轴分量，wbix为x轴当前惯性系角速度，wbiy为y轴当前惯性系角速度，wbiz为z轴当前惯性系角速度，jxx为x轴卫星主惯量，jxy为x轴和y轴的卫星惯量积，jzx为z轴和x轴的卫星惯量积，jyy为y轴卫星主惯量，jyz为y轴和z轴的卫星惯量积，jyx为y轴和x轴的卫星惯量积，jzz为z轴卫星主惯量，tnh_g为计算周期。4.根据权利要求1所述的基于环境预估的跨空域卫星姿态控制策略自主切换方法，其特征在于，所述计算反作用轮组角动量增量，包括：设反作用轮组角动量增量为：h_wheel＝[h_wheel_x,h_wheel_y,h_wheel_z]，单位为：nms，则：h_wheel_x＝(r11*speed1+r12*speed2+r13*speed3+r14*speed4)-(r11*speed1_pre+r12*speed2_pre+r13*speed3_pre+r14*speed4_pre)；
h_wheel_y＝(r21*speed1+r22*speed2+r23*speed3+r24*speed4)-(r21*speed1_pre+r22*speed2_pre+r23*speed3_pre+r24*speed4_pre)；h_wheel_z＝(r31*speed1+r32*speed2+r33*speed3+r34*speed4)-(r31*speed1_pre+r32*speed2_pre+r33*speed3_pre+r34*speed4_pre)；其中，h_wheel_x为反作用轮组角动量增量的x轴分量，h_wheel_y为反作用轮组角动量增量的y轴分量，h_wheel_z为反作用轮组角动量增量的z轴分量，rmn反作用轮安装矩阵的构成元素，表示第m行第n列元素，speed*为当前拍反作用轮转速，speed*_pre为前一拍反作用轮转速，*为反作用轮序号。5.根据权利要求1所述的基于环境预估的跨空域卫星姿态控制策略自主切换方法，其特征在于，所述对卫星环境干扰力矩进行估算，包括：设卫星环境干扰力矩为：t
d
＝[t
dx
，t
dy
，t
dz
]，单位为：nm，则：t
dx
＝(h_zhu_x+h_ou_x+h_wheel_x)/tnh_g；t
dy
＝(h_zhu_y+h_ou_y+h_wheel_y)/tnh_g；t
dz
＝(h_zhu_z+h_ou_z+h_wheel_z)/tnh_g；其中，t
dx
为卫星环境干扰力矩的x轴分量，t
dy
为卫星环境干扰力矩的y轴分量，t
dz
为卫星环境干扰力矩的z轴分量，h_zhu_x为x轴主角动量增量，h_zhu_y为主角动量增量的y轴分量，h_zhu_z为主角动量增量的z轴分量，h_ou_x为耦合角动量增量的x轴分量，h_ou_y为耦合角动量增量的y轴分量，h_ou_z为耦合角动量增量的z轴分量，h_wheel_x为反作用轮组角动量增量的x轴分量，h_wheel_y为反作用轮组角动量增量的y轴分量，h_wheel_z为反作用轮组角动量增量的z轴分量，tnh_g为计算周期。6.根据权利要求1所述的基于环境预估的跨空域卫星姿态控制策略自主切换方法，其特征在于，所述当前轨反作用轮当前三轴角动量的积累量超过当前反作用轮剩余角动量的容量，表示为：或或其中，[h
maxx
，h
maxy
，h
maxz
]分别为反作用轮x、y、z三轴最大角动量包络，单位为nms；[h
remainx
，h
remainy
，h
remainz
]分别为反作用轮当前x、y、z三轴角动量，单位为nms；，[t
dx
，t
dy
，t
dz
]分别为卫星环境干扰力矩的x、y、z三轴分量；t0为起始时刻，t为一轨时间；所述卫星环境干扰力矩大于磁力矩器控制力矩的一半，表示为：|t
d
|>m
×
b
×
0.5其中：m为磁力矩器的额定输出力矩，单位am2；b为当前轨道平均磁场强度，单位t；t
d
为卫星环境干扰力矩。7.根据权利要求6所述的基于环境预估的跨空域卫星姿态控制策略自主切换方法，其特征在于，所述反作用轮当前x、y、z三轴角动量的计算方法，包括：h
remainx
＝r11*speed1+r12*speed2+r13*speed3+r14*speed4h
remainy
＝r21*speed1+r22*speed2+r23*speed3+r24*speed4h
remainz
＝r31*speed1+r32*speed2+r33*speed3+r34*speed4其中，h
remainx
为反作用轮当前x轴角动量，h
remainy
为反作用轮当前y轴角动量，h
remainz
为反作用轮当前z轴角动量，r
mn
反作用轮安装矩阵的构成元素，speed*为当前拍反作用轮转
速。8.一种基于环境预估的跨空域卫星姿态控制策略自主切换系统，其特征在于，包括：卫星环境干扰力矩估算模块，该模块用于分别计算主角动量增量、耦合角动量增量和反作用轮组角动量增量，利用所述主角动量增量、耦合角动量增量和反作用轮组角动量增量对卫星环境干扰力矩进行估算；控制策略自主切换模块，该模块用于根据得到的所述卫星环境干扰力矩的估算值，自主切换控制策略；其中：以连续一轨时间为周期，若当前轨反作用轮当前三轴角动量的积累量超过当前反作用轮剩余角动量的容量，且卫星环境干扰力矩大于磁力矩器控制力矩的一半时，自主切换到喷气控制策略。9.一种计算机终端，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述程序时可用于执行权利要求1-7中任一项所述的方法，或，运行权利要求8所述的系统。10.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，该程序被处理器执行时可用于执行权利要求1-7中任一项所述的方法，或，运行权利要求8所述的系统。

技术总结
本发明提供了一种基于环境预估的跨空域卫星姿态控制策略自主切换方法，分别计算主角动量增量、耦合角动量增量和反作用轮组角动量增量，利用主角动量增量、耦合角动量增量和反作用轮组角动量增量对卫星环境干扰力矩进行估算；根据得到的卫星环境干扰力矩的估算值，自主切换控制策略；其中：以连续一轨时间为周期，若当前轨卫星环境干扰力矩三轴角动量积累量超过当前反作用轮剩余角动量容量，且卫星环境干扰力矩大于磁力矩器控制力矩的一半时，自主切换到喷气控制策略。本发明能够避免过早切入喷气控制，减少燃料消耗，另一方面避免过晚切出轮控，导致轮子角动量饱和卫星姿态发散。导致轮子角动量饱和卫星姿态发散。导致轮子角动量饱和卫星姿态发散。


技术研发人员：王俊 容建刚 张飞 邵帅 常亮
受保护的技术使用者：上海微小卫星工程中心
技术研发日：2023.05.19
技术公布日：2023/8/4