CN110803304B - 一种卫星姿态控制*** - Google Patents

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Abstract

本申请涉及一种卫星姿态控制***，其由一三轴磁强计和一三轴磁力矩器组成。本申请还涉及一种磁测磁控卫星姿态的方法，其包括以下步骤：利用磁强计测量得到的磁场强度及其变化率估计卫星惯性角速度；将所述卫星惯性角速度估计值作为输入，利用安装在滚动和偏航方向的磁力矩器控制卫星绕俯仰轴自旋，得到俯仰轴方向上的磁场强度变化率；和将所述俯仰轴方向上的磁场强度变化率作为输入，利用安装在俯仰方向的磁力矩器阻尼非自旋轴角速度。

Description

一种卫星姿态控制***
技术领域
本申请涉及航天技术领域，具体涉及一种卫星姿态控制***。
背景技术
在现有卫星姿态控制技术中，常同时配置多种姿态敏感器如太阳敏感器、星敏感器、陀螺、磁强计等，用于卫星姿态确定，作为控制器的输入，同时多采用推力器或飞轮作为主要执行机构，磁力矩器多作为辅助执行机构以及用于角动量卸载，因此多敏感器多执行机构的配置易于导致姿控***成本过高。
磁力矩器通电后产生磁矩，与地磁场相互作用产生力矩控制卫星姿态，且磁力矩器固定安装，无振动，可靠性高，是卫星姿控常用执行机构。磁强计测量当地磁场强度，与磁力矩器配合使用可构成低成本，高可靠卫星姿态控制***。目前针对仅采用磁强计和磁力矩器的磁测磁控卫星姿态控制***的研究较少。在仅配置磁强计和磁力矩器的条件下，设计卫星姿态控制方案实现卫星姿态控制任务具有很重要的工程实际意义。然而，目前多将磁强计和磁力矩器用于偏置动量卫星章动阻尼及进动控制，以及动量轮角动量卸载，鲜有针对仅由磁强计和磁力矩器构成的最小模式姿态控制***的研究。
为此，本领域迫切需要开发一种新颖简便且低成本的，可应用于运行于太阳同步晨昏轨道的全向天线通信卫星姿态控制的方法。
发明内容
本申请之目的在于提供一种卫星姿态控制***。
本申请之目的还在于提供了一种磁测磁控卫星姿态的方法。
为了实现上述目的，本申请提供下述技术方案。
在第一方面中，本申请提供一种由一三轴磁强计和一三轴磁力矩器组成的卫星姿态控制***。
在另一方面，本申请提供了一种磁测磁控卫星姿态的方法，其特征在于，包括以下步骤：
(1)利用磁强计测量得到的磁场强度及其变化率估计卫星惯性角速度；
(2)将所述卫星惯性角速度估计值作为输入，利用安装在滚动和偏航方向的磁力矩器控制卫星绕俯仰轴自旋；和
(3)将所述俯仰轴方向上的磁场强度变化率作为输入，利用安装在俯仰方向的磁力矩器阻尼非自旋轴角速度。
与现有技术相比，本申请的有益效果在于提供了一种新颖简便且低成本的卫星姿态控制方法。
附图说明
图1是本申请的磁场强度Bb在卫星本体坐标系下的分解示意图。
具体实施方式
下面将结合附图以及本申请的实施例，对本申请的技术方案进行清楚和完整的描述。
在本申请的一个方面，其提供了一种卫星姿态控制***，其仅由一三轴磁强计和一三轴磁力矩器组成；所述三轴磁强计用于测量卫星本体坐标系下的磁场强度，并经差分获得卫星本体坐标系下的磁场强度变化率，以作为磁控的输入；所述三轴磁力矩器提供磁控磁矩，当卫星运行于太阳同步晨昏轨道时实现对日定向。
在本申请的另一个方面，其提供了的一种磁测磁控卫星姿态控制方法，仅利用磁强计和磁力矩器设计技术方案，并实现了对卫星姿态的控制。该方案可以在卫星运行于太阳同步晨昏轨道时实现对日定向补充星上能源。该***由以下几个步骤组成:
(1)利用磁强计测量得到的磁场强度及其变化率估计卫星惯性角速度；
(2)将所述卫星惯性角速度估计值作为输入，利用安装在滚动和偏航方向的磁力矩器控制卫星绕俯仰轴自旋(俯仰轴是最大或最小惯量轴)，得到俯仰轴方向上的磁场强度变化率；
(3)将所述俯仰轴方向上的磁场强度变化率作为输入，利用安装在俯仰方向的磁力矩器阻尼非自旋轴角速度。
具体而言，步骤(1)利用磁强计测量得到磁场强度及其变化率，并利用所述磁场强度和变化率来估计卫星惯性角速度。磁场强度Bb在卫星本体坐标系下的分解如图1所示。
(i)角速度估计
当卫星绕俯仰轴Yb自旋时，忽略绕滚动轴Xb和偏航轴Zb的角速度，则可估计角速度
Figure BDA0002240791570000031
其中，ωbi为卫星本体系相对惯性系的角速度矢量；ωbix，ωbiy，ωbiz分别是ωbi在卫星本体系下Xb，Yb，Zb方向的分量；Βb为卫星本体系下的磁场强度矢量，Bx，By，Bz分别是Βb在卫星本体系下Xb，Yb，Zb方向的分量；
Figure BDA0002240791570000032
分别是Bx，By，Bz的变化率；α为磁场强度Bb在卫星本体系XbOZb平面的投影与Zb轴的夹角；
Figure BDA0002240791570000033
为α的变化率。上标T表示转置。
(ii)绕俯仰轴自旋控制律
Tcy＝k*(ωbic-ωbiy)
Figure BDA0002240791570000034
Figure BDA0002240791570000035
其中，ωbic为期望自旋角速度，Tcy为卫星俯仰轴期望控制力矩；Mcx为安装在滚动方向的磁力矩器产生的期望磁矩；Mcz为安装在偏航方向的磁力矩器产生的期望磁矩。*表示乘法。上标2表示求平方。k为角速度增益系数，且k＞0。
(iii)非自旋轴角速度阻尼控制律
Figure BDA0002240791570000036
其中，Mcy为安装在卫星俯仰方向的磁力矩器产生的期望磁矩，sign(·)表示求变量的符号，当(·)为正时，sign(·)＝1，当(·)为负时，sign(·)＝-1。
上述对实施例的描述是为了便于本技术领域的普通技术人员能理解和应用本申请。熟悉本领域技术的人员显然可以容易地对这些实施例做出各种修改，并把在此说明的一般原理应用到其它实施例中而不必付出创造性的劳动。因此，本申请不限于这里的实施例，本领域技术人员根据本申请披露的内容，在不脱离本申请范围和精神的情况下做出的改进和修改都本申请的范围之内。

Claims (1)

1.一种卫星姿态控制***，其特征在于，所述***由一三轴磁强计和一三轴磁力矩器组成，所述三轴磁强计测量卫星本体坐标系下的磁场强度，并经差分获得卫星本体坐标系下的磁场强度变化率，以作为磁控的输入并且所述三轴磁力矩器提供磁控磁矩，当卫星运行于太阳同步晨昏轨道时实现对日定向，其中：
(1)利用磁强计测量得到的磁场强度及其变化率估计卫星惯性角速度；
(2)将所述卫星惯性角速度估计值作为输入，利用安装在滚动和偏航方向的磁力矩器控制卫星绕俯仰轴自旋，得到俯仰轴方向上的磁场强度变化率；以及
(3)将所述俯仰轴方向上的磁场强度变化率作为输入，利用安装在俯仰方向的磁力矩器阻尼非自旋轴角速度，
其中所述卫星惯性角速度估计值的计算公式如下：
Figure FDA0003109778590000011
其中，ωbi为卫星本体系相对惯性系的角速度矢量；ωbix，ωbiy，ωbiz分别是ωbi在卫星本体系下Xb，Yb，Zb方向的分量；Bb为卫星本体系下的磁场强度矢量，Bx，By，Bz分别是Bb在卫星本体系下Xb，Yb，Zb方向的分量；
Figure FDA0003109778590000012
分别是Bx，By，Bz的变化率；α为磁场强度Bb在卫星本体系XbOZb平面的投影与Zb轴的夹角；
Figure FDA0003109778590000013
为α的变化率； 上标T表示转置；
其中所述通过磁力矩器控制卫星绕俯仰轴自旋的计算公式如下：
Tcy＝k*(ωbic-ωbiy)
Figure FDA0003109778590000014
Figure FDA0003109778590000015
其中，ωbic为期望自旋角速度，Tcy为卫星俯仰轴期望控制力矩；Mcx为安装在滚动方向的磁力矩器产生的期望磁矩；Mcz为安装在偏航方向的磁力矩器产生的期望磁矩；*表示乘法；上标2表示求平方；k为角速度增益系数，且k＞0；
其中所述非自旋轴角速度的计算公式如下：
Figure FDA0003109778590000021
其中，Mcy为安装在卫星俯仰方向的磁力矩器产生的期望磁矩，sign(·)表示求变量的符号，当(·)为正时，sign(·)＝1，当(·)为负时，sign(·)＝-1。
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