CN104071355A - 一种卫星姿态稳定控制方法及装置 - Google Patents
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Abstract
一种卫星姿态稳定控制方法及装置，方法包括：1）获取卫星姿态当前稳定模式，其中，所述当前稳定模式为零动量稳定模式或偏置动量稳定模式的其中之一；2）接收地面根据任务需求发送的切换指令，所述切换指令包含需执行的稳定模式的切换信息，所述需执行的稳定模式为零动量稳定模式或偏置动量稳定模式的其中之一；3）判断所述需执行的稳定模式与所述当前稳定模式是否相同，若不同则执行步骤4）；4）将所述当前稳定模式切换为所述需执行的稳定模式，进行卫星姿态稳定控制。本发明通过引入地面干预，根据地面发出指令，实现偏置动量稳定和零动量稳定模式间自由切换，提高控制***灵活性。
Description
技术领域
本发明涉及航天测量与控制技术领域，具体的说，是一种适用于微小卫星的兼有偏置动量以及零动量稳定模式的卫星姿态稳定控制方法及装置。
背景技术
目前，卫星姿态稳定方式主要有偏置动量稳定和零动量稳定两种成熟方式。偏置动量稳定模式在一个方向上具有定轴性，因而具备较强的干扰抑制能力，同时，偏置动量稳定模式具有配置简单、可靠性高的特点；零动量稳定模式不具有陀螺定轴性，通常用于三轴稳定控制阶段，具有控制精度高的特点。
现有在轨飞行卫星姿态稳定方式均为单一稳定方式，或为偏置动量稳定模式、或为零动量稳定模式，不具有不同稳定模式之间相互切换的功能。若仅使用偏置动量稳定模式，无法实现任务观测期间大角度机动及高精度控制要求；若仅使用零动量稳定模式，不具有抗干扰能力，在突发大干扰情况下，容易丢失姿态基准。因此，现有技术不具有灵活的稳定方式，不再适用于如今卫星复杂的任务要求。
发明内容
本发明的目的在于，提供一种卫星姿态稳定控制方法及装置，其能够兼具偏置稳定能力和零动量稳定能力，并能够在偏置稳定和零动量稳定之间自由切换。
为实现上述目的，本发明提供了卫星姿态稳定控制方法，包括以下步骤：（1）获取卫星姿态当前稳定模式，其中，所述当前稳定模式为零动量稳定模式或偏置动量稳定模式的其中之一；（2）接收地面根据任务需求发送的切换指令，所述切换指令包含需执行的稳定模式的切换信息，所述需执行的稳定模式为零动量稳定模式或偏置动量稳定模式的其中之一；（3）判断所述需执行的稳定模式与所述当前稳定模式是否相同，若不同则执行步骤（4）；（4）将所述当前稳定模式切换为所述需执行的稳定模式，进行卫星姿态稳定控制。
步骤（2）中进一步包括：（21）分析当前任务需求并生成包含需执行的稳定模式的切换信息的切换指令；（22）发送切换指令，其中，若需要对卫星进行大角度姿态收敛控制，则发送切换至偏置动量稳定模式的切换指令；若需要对卫星进行控制精度和指向稳定度控制，则发送切换至零动量稳定模式的切换指令。
进一步，所述偏置动量稳定模式包括：使卫星获得俯仰方向的陀螺定轴性，同时在滚动偏航通道具备干扰抑制能力，以对卫星进行大角度姿态收敛控制。
进一步，所述零动量稳定模式包括：引入星敏感器、光纤陀螺作为姿态敏感器，引入反作用飞轮作为执行部件，以控制卫星精度和指向稳定度。
为了实现上述目的，本发明还提供了一种卫星姿态稳定控制装置，包括：一获取模块，用于获取卫星姿态当前稳定模式，其中，所述当前稳定模式为零动量稳定模式或偏置动量稳定模式的其中之一；一接收模块，用于接收地面根据任务需求发送的切换指令，所述切换指令包含需执行的稳定模式的切换信息，所述需执行的稳定模式为零动量稳定模式或偏置动量稳定模式的其中之一；一判断模块分别与所述获取模块、接收模块以及一切换模块相连，用于判断所述接收模块接收到的需执行的稳定模式与所述获取模块所获取的当前稳定模式是否相同，若不同则调用所述切换模块；所述切换模块，用于将所述当前稳定模式切换为所述需执行的稳定模式，进行卫星姿态稳定控制。
所述装置进一步包括：一分析模块，用于分析当前任务需求并生成包含需执行的稳定模式的切换信息的切换指令；一发送模块与所述分析模块以及所述接收模块相连，用于发送切换指令，其中，若需要对卫星进行大角度姿态收敛控制，则发送切换至偏置动量稳定模式的切换指令；若需要对卫星进行控制精度和指向稳定度控制，则发送切换至零动量稳定模式的切换指令。
进一步，所述偏置动量稳定模式包括：使卫星获得俯仰方向的陀螺定轴性，同时在滚动偏航通道具备干扰抑制能力，以对卫星进行大角度姿态收敛控制。
进一步，所述零动量稳定模式包括：引入星敏感器、光纤陀螺作为姿态敏感器，引入反作用飞轮作为执行部件，以控制卫星精度和指向稳定度。
本发明的优点在于：根据地面发出指令，实现偏置动量稳定和零动量稳定模式间自由切换，通过引入地面干预，在不同的情况下使用不同的稳定模式，提高控制***灵活性，节省整星资源，充分发挥不同稳定方式的优势，使姿控***更加适用于如今复杂的控制任务要求，因此，有较好的工程应用前景和推广价值。
附图说明
图1，本发明所述的一种卫星姿态稳定控制方法的流程图；
图2，本发明所述的一种卫星姿态稳定控制装置的架构图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明提供的一种卫星姿态稳定控制方法及装置的具体实施方式做详细说明。
参见图1所示，一种卫星姿态稳定控制方法，包括以下步骤：S10：获取卫星姿态当前稳定模式；S12：接收地面根据任务需求发送的切换指令，所述切换指令包含需执行的稳定模式的切换信息；S14：判断所述需执行的稳定模式与所述当前稳定模式是否相同，若不同则执行步骤S16；S16：将所述当前稳定模式切换为所述需执行的稳定模式，进行卫星姿态稳定控制。
步骤S10：获取卫星姿态当前稳定模式。
所述当前稳定模式为零动量稳定模式或偏置动量稳定模式的其中之一。若在入轨初期及安全模式下，则当前稳定模式为偏置动量稳定模式，保证控制***具有较高的抗干扰能力；若在观测阶段及大角度机动弧段，则当前稳定模式为用零动量稳定模式，保证控制***具有较高的控制精度及稳定度。
S12：接收地面根据任务需求发送的切换指令，所述切换指令包含需执行的稳定模式的切换信息。
现有单一稳定方式的卫星不再适用于如今复杂的卫星平台姿控任务，需要根据不同的任务需求实现在零动量稳定和偏置动量稳定之间自由切换，从而达到控制***灵活性。具体为：1）分析当前任务需求并生成包含需执行的稳定模式的切换信息的切换指令；2）发送切换指令。其中，若需要对卫星进行大角度姿态收敛控制，则发送切换至偏置动量稳定模式的切换指令；若需要对卫星进行控制精度和指向稳定度控制，则发送切换至零动量稳定模式的切换指令。通过地面指令，可实现从一种稳定方式到另外一种稳定方式之间的自由切换，从而达到控制***灵活性。
所述偏置动量稳定模式包括：使卫星获得俯仰方向的陀螺定轴性，同时在滚动偏航通道具备干扰抑制能力，以对卫星进行大角度姿态收敛控制。入轨初期、速率阻尼、安全模式等阶段，需要对卫星进行大角度姿态收敛控制，采用偏置动量稳定模式，使卫星获得俯仰方向的陀螺定轴性，同时在滚动偏航通道具备一定的干扰抑制能力。该模式单机配置简单，对姿态敏感器及反作用飞轮要求不高，可靠性高。
所述零动量稳定模式包括：引入星敏感器、光纤陀螺作为姿态敏感器，引入反作用飞轮作为执行部件，以控制卫星精度和指向稳定度。三轴稳定控制、观测阶段及大角度机动弧段，需要对卫星进行高精度指向控制，采用零动量稳定模式。该模式引入星敏感器、光纤陀螺作为姿态敏感器（控制姿态角、角速度），引入反作用飞轮作为执行部件，可以达到很高的控制精度和指向稳定度，适用于任务观测阶段。
S14：判断所述需执行的稳定模式与所述当前稳定模式是否相同，若不同则执行步骤S16，若相同不执行切换，并返回步骤S10。
若根据任务需求，所述需执行的稳定模式为零动量稳定模式，而所获取的当前稳定模式为偏置动量稳定模式，也即所述需执行的稳定模式与所述当前稳定模式不相同，则执行切换，反之亦然。若根据任务需求，所述需执行的稳定模式为零动量稳定模式，而所获取的当前稳定模式为零动量稳定模式，也即所述需执行的稳定模式与所述当前稳定模式相同，则不执行切换。
S16：将所述当前稳定模式切换为所述需执行的稳定模式，进行卫星姿态稳定控制。
例如，根据任务需求，所述需执行的稳定模式为零动量稳定模式，而所获取的当前稳定模式为偏置动量稳定模式，则执行切换，将所述当前稳定模式（即偏置动量稳定模式）切换为所述需执行的稳定模式（即零动量稳定模式），通过零动量稳定模式进行卫星姿态稳定控制。反之亦然。
也即，根据地面发出指令，实现偏置动量稳定和零动量稳定模式间自由切换，通过引入地面干预，在不同的情况下使用不同的稳定模式，提高控制***灵活性，节省整星资源，充分发挥不同稳定方式的优势，使姿控***更加适用于如今复杂的控制任务要求，因此，有较好的工程应用前景和推广价值。
参见图2，本发明所述的卫星姿态稳定控制装置架构图。所述装置包括：一获取模块20、一接收模块22、一判断模块24以及一切换模块26。
所述获取模块20，用于获取卫星姿态当前稳定模式，其中，所述当前稳定模式为零动量稳定模式或偏置动量稳定模式的其中之一。
所述接收模块22，用于接收地面根据任务需求发送的切换指令，所述切换指令包含需执行的稳定模式的切换信息，所述需执行的稳定模式为零动量稳定模式或偏置动量稳定模式的其中之一。
现有单一稳定方式的卫星不再适用于如今复杂的卫星平台姿控任务，需要根据不同的任务需求实现在零动量稳定和偏置动量稳定之间自由切换，从而达到控制***灵活性。
作为优选的实施方式，所述装置进一步包括：一分析模块27以及一发送模块29。所述分析模块27，用于分析当前任务需求并生成包含需执行的稳定模式的切换信息的切换指令。所述发送模块27与所述分析模块29以及所述接收模块22相连，用于发送切换指令，其中，若需要对卫星进行大角度姿态收敛控制，则发送切换至偏置动量稳定模式的切换指令；若需要对卫星进行控制精度和指向稳定度控制，则发送切换至零动量稳定模式的切换指令。
所述判断模块24分别与所述获取模块20、接收模块22以及切换模块26相连，用于判断所述接收模块22接收到的需执行的稳定模式与所述获取模块20所获取的当前稳定模式是否相同，若不同则调用所述切换模块26。
所述切换模块26，用于将所述当前稳定模式切换为所述需执行的稳定模式，进行卫星姿态稳定控制。
所述偏置动量稳定模式包括：使卫星获得俯仰方向的陀螺定轴性，同时在滚动偏航通道具备干扰抑制能力，以对卫星进行大角度姿态收敛控制。
所述零动量稳定模式包括：引入星敏感器、光纤陀螺作为姿态敏感器，引入反作用飞轮作为执行部件，以控制卫星精度和指向稳定度。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。
Claims (8)
1.一种卫星姿态稳定控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
（1）获取卫星姿态当前稳定模式，其中，所述当前稳定模式为零动量稳定模式或偏置动量稳定模式的其中之一；
（2）接收地面根据任务需求发送的切换指令，所述切换指令包含需执行的稳定模式的切换信息，所述需执行的稳定模式为零动量稳定模式或偏置动量稳定模式的其中之一；
（3）判断所述需执行的稳定模式与所述当前稳定模式是否相同，若不同则执行步骤（4）；
（4）将所述当前稳定模式切换为所述需执行的稳定模式，进行卫星姿态稳定控制。
2.根据权利要求1所述卫星姿态稳定控制方法，其特征在于，步骤（2）中进一步包括：
（21）分析当前任务需求并生成包含需执行的稳定模式的切换信息的切换指令；
（22）发送切换指令，其中，若需要对卫星进行大角度姿态收敛控制，则发送切换至偏置动量稳定模式的切换指令；若需要对卫星进行精度以及指向稳定度控制，则发送切换至零动量稳定模式的切换指令。
3.根据权利要求1或2所述卫星姿态稳定控制方法，其特征在于， 所述偏置动量稳定模式包括：使卫星获得俯仰方向的陀螺定轴性，同时在滚动偏航通道具备干扰抑制能力，以对卫星进行大角度姿态收敛控制。
4.根据权利要求1或2所述卫星姿态稳定控制方法，其特征在于， 所述零动量稳定模式包括：引入星敏感器、光纤陀螺作为姿态敏感器，引入反作用飞轮作为执行部件，以控制卫星精度和指向稳定度。
5.一种卫星姿态稳定控制装置，其特征在于，包括：
一获取模块，用于获取卫星姿态当前稳定模式，其中，所述当前稳定模式为零动量稳定模式或偏置动量稳定模式的其中之一；
一接收模块，用于接收地面根据任务需求发送的切换指令，所述切换指令包含需执行的稳定模式的切换信息，所述需执行的稳定模式为零动量稳定模式或偏置动量稳定模式的其中之一；
一判断模块分别与所述获取模块、接收模块以及一切换模块相连，用于判断所述接收模块接收到的需执行的稳定模式与所述获取模块所获取的当前稳定模式是否相同，若不同则调用所述切换模块；
所述切换模块，用于将所述当前稳定模式切换为所述需执行的稳定模式，进行卫星姿态稳定控制。
6.根据权利要求5所述卫星姿态稳定控制装置，其特征在于，所述装置进一步包括：
一分析模块，用于分析当前任务需求并生成包含需执行的稳定模式的切换信息的切换指令；
一发送模块与所述分析模块以及所述接收模块相连，用于发送切换指令，其中，若需要对卫星进行大角度姿态收敛控制，则发送切换至偏置动量稳定模式的切换指令；若需要对卫星进行控制精度和指向稳定度控制，则发送切换至零动量稳定模式的切换指令。
7.根据权利要求5或6所述卫星姿态稳定控制装置，其特征在于， 所述偏置动量稳定模式包括：使卫星获得俯仰方向的陀螺定轴性，同时在滚动偏航通道具备干扰抑制能力，以对卫星进行大角度姿态收敛控制。
8.根据权利要求5或6所述卫星姿态稳定控制装置，其特征在于， 所述零动量稳定模式包括：引入星敏感器、光纤陀螺作为姿态敏感器，引入反作用飞轮作为执行部件，以控制卫星精度和指向稳定度。
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