本發(fā)明屬于航天器姿態(tài)確定與控制領(lǐng)域，涉及一種衛(wèi)星姿態(tài)的控制方法，適用于采用偏置動量控制的配置紅外地球敏感器的航天器。

背景技術(shù)：

我國大量小衛(wèi)星均采用偏置動量的控制方式，在正常情況下該控制方式可不采用陀螺測量信息，系統(tǒng)配置的陀螺僅用于初始正常姿態(tài)建立、軌控時星體姿態(tài)控制和異常下的姿態(tài)恢復(fù)等場合。當(dāng)衛(wèi)星在軌姿態(tài)異常且超出陀螺量程而無法實現(xiàn)星體三軸姿態(tài)角速度測量時，往往由于星體速度過大，難以由異常姿態(tài)恢復(fù)到正常穩(wěn)定運行狀態(tài)，因此陀螺狀態(tài)是制約目前我國所有在軌衛(wèi)星系統(tǒng)可靠性及安全性的關(guān)鍵因素之一。

現(xiàn)有航天器由異常姿態(tài)恢復(fù)到正常運行的方法除了利用光學(xué)姿態(tài)敏感器(如紅外地球敏感器與太陽敏感器組合、星敏感器等)獲取星體三軸姿態(tài)外，往往還依賴于陀螺對角速度信息進行測量。由上所述，受到陀螺量程的局限性，這種控制方法有可能無法將航天器由異常姿態(tài)控制回正常姿態(tài)，不利于航天器在軌的安全運行。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明解決的技術(shù)問題是：克服現(xiàn)有技術(shù)需同時依賴包括陀螺在內(nèi)的多測量敏感器信息導(dǎo)致系統(tǒng)可靠性受到影響的問題，提供了一種僅依靠單一地球敏感器測量得到地心矢量信息的衛(wèi)星姿態(tài)異常恢復(fù)控制方法，為無陀螺角速度測量下的衛(wèi)星轉(zhuǎn)入穩(wěn)定偏置角動量控制提供條件，解決無陀螺測量時衛(wèi)星姿態(tài)異常下的姿態(tài)恢復(fù)控制問題，進一步降低乃至取消衛(wèi)星系統(tǒng)對陀螺的依賴，提高航天器在軌運行的安全性。

本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：一種基于地心矢量信息的衛(wèi)星姿態(tài)異?；謴?fù)控制方法，包括如下步驟：

(1)通過動量輪在衛(wèi)星本體坐標(biāo)系的Y軸建立偏置角動量；

(2)等待動量輪偏置啟動正常且紅外地球敏感器輸出數(shù)據(jù)有效后，由紅外地球敏感器的測量信息得到當(dāng)前地心單位向量在衛(wèi)星本體坐標(biāo)系下的表示為E_b,k＝[E_bx,k E_by,kE_bz,k]^T，并計算此時的天平角天平角矢量和衛(wèi)星速度，其中：

其中地心單位向量歷史值E_b,k-1為前次紅外地球敏感器有效時得到的值，N為紅外地球敏感器測量當(dāng)前有效值與前一有效歷史值的間隔周期，Δt為紅外地球敏感器的姿態(tài)測量周期；

(3)進行速率阻尼及粗對地指向控制，具體實施控制律為：

其中為大于零的常數(shù)，為天平角的偏置量，τ_CC為由控制律計算得到的提供給執(zhí)行機構(gòu)的力矩控制量；

(4)判定以及是否同時滿足，如果滿足則轉(zhuǎn)入偏置角動量對地穩(wěn)定控制，否則返回步驟(3)；其中，和ω_VLim分別為平角偏差幅值閾值和角速度幅值閾值。

所述的N≤5。所述的的取值范圍為所述的的取值范圍為所述的在10°～30°之間取值。所述的天平角偏差幅值閾值的取值范圍為所述的角速度幅值閾值ω_VLim的取值范圍為0°<ω_VLim≤0.2°。

所述的步驟(4)中偏置角動量對地穩(wěn)定控制的控制率為：

τ_BC,z＝-α_ψτ_BC,x，

其中τ_BC,x、τ_BC,y、τ_BC,z分別為星體的三軸控制力矩，K_θ、K_ωx、K_ωy為大于零的常數(shù)，取值范圍為0<K_θ<10，0<K_ωx<100、0<K_ωy<100，α_ψ為非負常數(shù)，0≤α_ψ≤1。

本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的優(yōu)點在于：

(1)本發(fā)明方法通過天平角偏置控制，使得偏航角速度信息能在地心矢量的變化運動中有所反映，并由此獲取角速度信息以有效實施速率阻尼，為衛(wèi)星阻尼及姿態(tài)粗對地穩(wěn)定運行控制提供了必要條件，克服了現(xiàn)有姿態(tài)測量方法在速率阻尼時僅依靠紅外地球敏感器無法獲取星體偏航角速度信息的欠姿態(tài)測量難題；

(2)本發(fā)明方法通過星體-Y軸角動量偏置，將天平角偏置控制系統(tǒng)的多平衡狀態(tài)復(fù)雜系統(tǒng)，即平衡點為地心矢量與圍繞軌道系Z軸且半錐角錐面上任意母線重合時的所有姿態(tài)，改造為具有孤立平衡狀態(tài)的簡單系統(tǒng)，經(jīng)改造得到的新系統(tǒng)平衡點僅為地心矢量在上述錐面與軌道系Y軸垂直的兩條母線重合時的星體姿態(tài)，即星體偏航姿態(tài)及偏航角速度雖不可測但其實際值理論上為零，避免了星體地心矢量落入錐面任意位置且偏航初始姿態(tài)不可知時星體僅通過紅外地球敏感器測量無法轉(zhuǎn)入正常對地運行狀態(tài)，解決了具有多平衡點非線性特性的原復(fù)雜系統(tǒng)控制設(shè)計及工程技術(shù)實現(xiàn)難題；

(3)本發(fā)明方法可解決無陀螺測量時姿態(tài)異常下的航天器姿態(tài)恢復(fù)控制問題，與現(xiàn)有技術(shù)相比，有效克服了航天器在姿態(tài)異常角速度過大導(dǎo)致陀螺測量飽和無角速度反饋無信息可利用的問題，可以進一步降低乃至取消系統(tǒng)對陀螺的依賴。

由上可知，本發(fā)明方法相比現(xiàn)有全姿態(tài)捕獲技術(shù)普遍需要三軸姿態(tài)測量信息不同，基于天平角概念，采用整星角動量偏置策略與天平角控制方法，在僅有紅外地球敏感器姿態(tài)的欠測量情況下實現(xiàn)了星體三軸阻尼及姿態(tài)對地指向控制，有效規(guī)避了因星體大角速度下姿態(tài)敏感器無效導(dǎo)致無法獲取三軸姿態(tài)信息所帶來的衛(wèi)星無法轉(zhuǎn)入正常對地穩(wěn)定運行的風(fēng)險，提高了衛(wèi)星系統(tǒng)的可靠性，并減小長壽命周期衛(wèi)星系統(tǒng)異常處置對陀螺部件的依賴。

附圖說明

圖1為本發(fā)明方法的流程框圖；

圖2為本發(fā)明衛(wèi)星三軸姿態(tài)角(a)和角速度(b)曲線；

圖3為本發(fā)明天平角變化示意圖；

圖4為本發(fā)明衛(wèi)星本體坐標(biāo)系Y軸和軌道系Y軸的夾角示意圖；

圖5為本發(fā)明各階段子模式標(biāo)志示意圖。

具體實施方式

如圖1所示，為本發(fā)明提出的一種基于地心矢量信息的衛(wèi)星姿態(tài)異?；謴?fù)控制方法的流程框圖，具體實施步驟如下：

(1)對于對地穩(wěn)定定向衛(wèi)星在軌道上保持三軸穩(wěn)定并對地定向控制(即保持衛(wèi)星的本體坐標(biāo)系與軌道系重合)，采用角動量管理裝置(如動量輪、控制力矩陀螺)在星體負Y軸(-Y軸)方向建立偏置角動量。

軌道坐標(biāo)系的定義為：原點為衛(wèi)星質(zhì)心，Z軸指向地心，X軸在軌道平面內(nèi)垂直于Z軸并指向衛(wèi)星速度方向，Y軸與X軸、Z軸構(gòu)成右手直角坐標(biāo)系并與軌道平面法向平行。

衛(wèi)星本體坐標(biāo)系的定義為：原點為衛(wèi)星質(zhì)心，對于對于定向衛(wèi)星，當(dāng)星體姿態(tài)為零時(即衛(wèi)星本體坐標(biāo)系與參考系軌道坐標(biāo)系重合時)，Z軸指向地心，X軸指向衛(wèi)星飛行方向，Y軸與X軸、Z軸構(gòu)成右手直角坐標(biāo)系。

當(dāng)偏置動量沿俯仰軸負方向時(即-Y軸)可提高衛(wèi)星滾動-偏航通道的穩(wěn)定性，具體分析過程可參見：章仁為.衛(wèi)星軌道姿態(tài)動力學(xué)與控制，北京：北京航空航天大學(xué)出版社，1998：172-175。

(2)地心矢量獲取及數(shù)據(jù)處理：

在紅外地球敏感器輸出數(shù)據(jù)經(jīng)有效性判斷(如剔野、輸出數(shù)據(jù)是否受日月影響等)為有效情況下，由紅外地球敏感器測量輸出計算地心單位矢量，并進行天平角和星體速度信息計算。具體為：

當(dāng)紅外地球敏感器測量輸出有效時，由測量信息獲取得到當(dāng)前地心單位向量在衛(wèi)星本體坐標(biāo)系下的坐標(biāo)E_b,k＝[E_bx,k E_by,k E_bz,k]^T，并保存上一次紅外地球敏感器輸出有效時的歷史值E_b,k-1。

天平角定義為地心單位向量中的E_bz,k與衛(wèi)星本體坐標(biāo)系+Z軸之間的夾角，由此得：

天平角矢量定義為地心矢量單位向量E_b,k與衛(wèi)星本體坐標(biāo)系+Z軸所在平面的法向，由此得：

其中E_bx,k、E_by,k為當(dāng)前地心單位向量E_b,k的相關(guān)分量。

利用前后兩次紅外地球敏感器輸出的星體速度信息為

其中，地心單位向量歷史值E_b,k-1為前次紅外地球敏感器有效時得到的值，但不一定為前一周期值。當(dāng)歷史值E_b,k-1為前一周期值時取N＝1；當(dāng)其為前兩周期值時取N＝2，依次類推。一般取到N≤5即可，N超出限定次數(shù)后的歷史值E_b,k-1待獲取有效數(shù)據(jù)更新賦值后再使用。Δt為紅外地球敏感器的姿態(tài)測量周期，N為紅外地球敏感器測量當(dāng)前有效值與前一有效歷史值的間隔周期

式(3)的物理意義為：根據(jù)地心矢量變化前后值E_b,k、E_b,k-1進行叉乘運算所得到矢量垂直于地心矢量變化前后的方向，即地心矢量的變化方向，得到矢量的模(即其長度為地心矢量變化前后方向的夾角正弦值，當(dāng)?shù)匦氖噶孔兓昂箝g隔不大時則可近似為其變化前后的夾角，這也是本發(fā)明中限制N值的原因)；然后除以時間間隔N·Δt得到的矢量為地心矢量變化方向且其模為其夾角變化率。

由紅外地球敏感器測量數(shù)據(jù)計算地心矢量的方法具體可參見：呂振鐸、雷擁軍.衛(wèi)星姿態(tài)測量與確定，北京：國防工業(yè)出版社，2013：130-134。

(3)當(dāng)偏置角動量建立完成后，則轉(zhuǎn)入基于地心矢量的速率阻尼及粗對地指向控制，具體實施控制律為：

其中，為大于零的常數(shù)，一般在范圍內(nèi)取值，為天平角的偏置量，一般取10°～30°之間取值，τ_CC為由控制律計算得到的控制量，即提供給執(zhí)行機構(gòu)實現(xiàn)的力矩指令。

式(4)包括兩部分，其中第一部分為通過施加沿垂直地心矢量單位向量E_b，k及衛(wèi)星本體坐標(biāo)系+Z軸的力矩，使得即控制實現(xiàn)地心單位向量E_b,k到設(shè)定錐面上；后部分通過施加沿地心矢量運動方向相反的力矩控制，起到能量耗散作用，使得地心矢量單位向量E_b,k穩(wěn)定保持在設(shè)定錐面上。此外，由星體-Y軸方向建立偏置角動量將隨軌道運動產(chǎn)生陀螺力矩，在控制的能量耗散下將使得航天器姿態(tài)趨于地心矢量在錐面且與軌道系Y軸垂直的前、后兩條母線其一重合時的穩(wěn)定平衡點姿態(tài)。

(4)在實現(xiàn)粗對地指向控制后，即(一般天平角偏差幅值閾值取)并且(一般角速度信息幅值閾值取0°<ω_VLim≤0.2°)，轉(zhuǎn)入偏置角動量對地穩(wěn)定控制。此時，輸入信息為紅外地球敏感器獲取的滾動角與俯仰角θ(該角度為航天器本體坐標(biāo)系相對軌道坐標(biāo)系的歐拉角描述，偏航角ψ為航天器滾動軸X在當(dāng)?shù)厮矫嫔系耐队芭c軌道系X軸的夾角；俯仰角θ為衛(wèi)星滾動軸X與其在當(dāng)?shù)厮矫嫱队暗膴A角；滾動角為航天器俯仰軸Y與其在當(dāng)?shù)厮矫嫱队暗膴A角。詳細定義可參見：章仁為.衛(wèi)星軌道姿態(tài)動力學(xué)與控制,北京：北京航空航天大學(xué)出版社，1998：137-143；)以及其由紅外地球敏感器測量姿態(tài)信息處理得到的星體滾動角速度與俯仰角速度具體三軸控制律為：

其中，τ_BC,x、τ_BC,y、τ_BC,z分別為星體的三軸控制力矩，K_θ、K_ωx、K_ωy為大于零的常數(shù)，取值范圍一般為0<K_θ<10，0<K_ωx<100、0<K_ωy<100，α_ψ為非負常數(shù)，一般為0≤α_ψ≤1。

偏置角動量控制通過星體在星體俯仰軸進行動量偏置，基于軌道羅盤原理使得衛(wèi)星的滾動角和偏航角相互交變耦合。滾動角測量包含偏航角信息，無需獨立的偏航姿態(tài)測量信息情況下通過滾動控制同時間接地實現(xiàn)偏航控制。本發(fā)明方法采用的偏置動量控制式(5)控制律可以很好的解決航天器由異常姿態(tài)轉(zhuǎn)正常對地最后階段的控制，以實現(xiàn)在無陀螺配置下系統(tǒng)由異常速率阻尼、粗對地定向及正常對地定向的整套策略實施的完整性。對于配置陀螺的航天器系統(tǒng)，當(dāng)通過式(4)實現(xiàn)星體速率阻尼和粗對地定向后可確保陀螺測量退出飽和狀態(tài)，因此也可以直接采用紅外地球敏感器與陀螺測量姿態(tài)信息直接實現(xiàn)星體三軸姿態(tài)對地穩(wěn)定控制。

由紅外地球敏感器測量計算滾動角與俯仰角θ的相關(guān)計算可參見：呂振鐸、雷擁軍.衛(wèi)星姿態(tài)測量與確定，北京：國防工業(yè)出版社，2013：130-134。

實施例

采用角動量H_w＝15Nms的4個動量輪、兩個紅外地球敏感器配置的系統(tǒng)，在轉(zhuǎn)正常對地過程中姿態(tài)控制采用噴氣，當(dāng)偏置角動量控制正常后轉(zhuǎn)入偏置角動量動量輪控制的長期運行狀態(tài)。

各參數(shù)設(shè)定為

ω_VLim＝0.2°/s

K_θ＝5、K_ωx＝15、K_ωy＝15，α_ψ＝1

具體實施如下(其中各階段用工作子模式字變量S_MODE加以區(qū)分)：

1)建立偏置角動量：將衛(wèi)星俯仰軸動量輪進行-12Nms的角動量偏置，并置S_MODE＝1(偏置啟動階段)，此過程中推力器無控。在角動量偏置建立完成前，衛(wèi)星姿態(tài)無控且自由旋轉(zhuǎn)，其姿態(tài)及角速度如圖2中的10000秒前所示；

2)地心矢量獲取及基于地心矢量的速率阻尼及粗對地指向控制：等待動量輪偏置啟動正常后紅外地球敏感器輸出數(shù)據(jù)有效后則轉(zhuǎn)入S_MODE＝2，姿態(tài)測量根據(jù)有效的紅外輸出數(shù)據(jù)獲取地心矢量E_b,k和天平角矢量并根據(jù)前后兩次有效的紅外輸出計算衛(wèi)星角速度姿態(tài)控制采用基于天平角及章動阻尼控制，相應(yīng)控制律為式(4)。由圖2(b)的10000～30000秒數(shù)據(jù)可以看出在此期間星體三軸角速度均很快控制衰減到0.2°/s以下，且由圖3所給出的同時間段內(nèi)天平角控制在10°附近。

3)偏置角動量噴氣控制：當(dāng)滿足條件且三軸角速度滿足要求及俯仰姿態(tài)角小于5度時，轉(zhuǎn)為S_MODE＝3(偏置角動量噴氣控制階段)，控制律為式(5)。在該子模式下，由圖2(a)可知星體將消除星體三軸姿態(tài)誤差進一步減小，且由圖4可知在30000秒以后星本體Y軸趨近軌道系Y軸。

4)偏置角動量對地穩(wěn)定控制：在星時40000秒轉(zhuǎn)入S_MODE＝4進入長期的偏置角動量動量輪控制，姿態(tài)測量為紅外地球敏感器獲取的滾動角與俯仰角θ，以及差分的星體滾動與俯仰角速度控制律為式(5)，從圖2可知40000秒星體姿態(tài)及姿態(tài)角速度均趨于零。

上述各階段所述工作子模式字S_MODE變化過程如圖5所示。

本發(fā)明說明書中未作詳細描述的內(nèi)容屬本領(lǐng)域技術(shù)人員的公知技術(shù)。