利用磁强计信息实现喷气速率阻尼的方法与流程

本发明涉及一种卫星速率阻尼的方法，具体是指当卫星失稳进入全姿态捕获模式后，利用磁强计信息控制喷气实现卫星速率阻尼的方法。

背景技术：

当卫星失稳进入全姿态捕获模式后，首先要对其进行速率阻尼，用于将卫星的角速率控制到敏感器可工作的速率范围内，以便进入捕获太阳和对日定向等后续工作模式。传统的速率阻尼方法是采用陀螺组合测得卫星角速率来控制推力器喷气输出，从而将卫星角速率阻尼在一定范围内。然而，陀螺组合的寿命一直是制约卫星寿命的主要部件之一，且陀螺组合的成本昂贵。因此，寻求一种不依赖陀螺组合的速率阻尼方法是当前非常必要的。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种利用磁强计信息实现喷气速率阻尼的方法，采用磁强计测得的地磁场强度信息，来解算卫星角速率，并以此实现卫星的喷气速率阻尼；无需依赖陀螺组合信息，工作简单可靠，价格低廉。

为实现上述目的，本发明提供一种利用磁强计信息实现喷气速率阻尼的方法，包含以下步骤：

s1、采用磁强计测量得到地磁场强度b，计算地磁场强度b的矢量在体坐标系中对时间的微分构造地磁场强度b的斜对称矩阵并求解该斜对称矩阵的伪逆矩阵

s2、根据公式计算得到卫星本体坐标系相对惯性系的角速率矢量，即卫星角速率ω；

s3、根据解算得到的卫星角速率ω，控制推力器的喷气宽度，对卫星进行喷气速率阻尼，将卫星角速率ω降低并控制在敏感器可工作的速率范围内。

所述的s1中，具体包含以下步骤：

s11、利用磁强计测量得到地磁场强度b：

s12、计算地磁场强度b的矢量在体坐标系中对时间的微分

s13、构造地磁场强度b的斜对称矩阵

并求解斜对称矩阵的伪逆矩阵

所述的s2中，具体包含以下步骤：

s21、地磁场的变化表示为：

令

得

其中，为地磁场强度b的矢量在惯性系中对时间的微分，记为为地磁场强度b的矢量在体坐标系中对时间的微分，记为

s22、地磁场强度b的矢量在卫星轨道平面内的周期性变化，相对于卫星角速率ω可忽略不计，即

s23、根据s21和s22可得：

以矩阵表示可解得：

所述的s3中，具体包含以下步骤：

s31、设定三轴喷气规律：

设置三档卫星角速率阈值ωx1、ωx2、ωx3，且ωx1＜ωx2＜ωx3；并限定：

当ω＞ωx3时，设置推力器的喷气宽度为-t3；

当ωx2＜ω＜ωx3时，设置推力器的喷气宽度为-t2；

当ωx1＜ω＜ωx2时，设置推力器的喷气宽度为-t1；

s32、在对卫星进行喷气速率阻尼时，根据解算得到的卫星角速率ω，按照三轴喷气规律设定推力器的喷气宽度，使卫星角速率ω逐渐减小；在减小过程中，当卫星角速率ω经过阈值ωx1、ωx2、ωx3时，按照三轴喷气规律对应调整推力器的喷气宽度。

所述的s31中，喷气宽度满足t1≤t2≤t3≤t，其中，t为控制周期，t1需大于推力器的最小稳定喷气宽度。

所述的s31中，三档卫星角速率阈值中的最小值ωx1由t1喷气量产生的卫星角速度决定。

综上所述，本发明所提供的利用磁强计信息实现喷气速率阻尼的方法，采用磁强计测得的地磁场强度信息，来解算卫星角速率，并将其作为控制输入来实现卫星的喷气速率阻尼。因此，本发明无需依赖陀螺组合信息，工作简单可靠，价格低廉。或者，本发明也能够作为陀螺组合故障情况下的备份方案，以进一步保障卫星运行的可靠性。

附图说明

图1为本发明中的利用磁强计信息实现喷气速率阻尼的方法示意图。

具体实施方式

以下结合图1，详细说明本发明的一个优选实施例。

如图1所示，为本发明所提供的利用磁强计信息实现喷气速率阻尼的方法，包含以下步骤：

s1、采用磁强计测量得到地磁场强度b，计算地磁场强度b的矢量在体坐标系中对时间的微分构造地磁场强度b的斜对称矩阵并求解该斜对称矩阵的伪逆矩阵

s2、根据公式计算得到卫星本体坐标系相对惯性系的角速率矢量，即卫星角速率ω；

s3、根据解算得到的卫星角速率ω，控制推力器的喷气宽度，对卫星进行喷气速率阻尼，将卫星角速率ω降低并控制在敏感器可工作的速率范围内。

所述的s1中，具体包含以下步骤：

s11、利用磁强计测量得到地磁场强度b：

s12、计算地磁场强度b的矢量在体坐标系中对时间的微分

s13、构造地磁场强度b的斜对称矩阵

并求解斜对称矩阵的伪逆矩阵

所述的s2中，具体包含以下步骤：

s21、地磁场的变化表示为：

令

得

其中，为地磁场强度b的矢量在惯性系中对时间的微分，记为为地磁场强度b的矢量在体坐标系中对时间的微分，记为

s22、地磁场强度b的矢量在卫星轨道平面内以2ω0的角频率作周期性变化，其中ω0为卫星轨道角速度，但相对于卫星角速率ω而言非常小，小到可忽略不计，即可认为

s23、根据s21和s22可得：

以矩阵表示可解得：

如图1所示，所述的s3中，根据解算得到的卫星角速率ω、卫星质量特性和推力器特性，设计三轴喷气规律以实现喷气速率阻尼；具体包含以下步骤：

s31、设置三档卫星角速率阈值ωx1、ωx2、ωx3，且ωx1＜ωx2＜ωx3；并进一步限定：

当ω＞ωx3时，设置推力器的喷气宽度为-t3；

当ωx2＜ω＜ωx3时，设置推力器的喷气宽度为-t2；

当ωx1＜ω＜ωx2时，设置推力器的喷气宽度为-t1；

其中，喷气宽度即为喷气的持续时间，表明喷气量的强度；当卫星角速率为正时，喷气宽度取负，表示其需要减小卫星角速率ω的值，相反当卫星角速率为负时，喷气宽度需要取正；

s32、在对卫星进行喷气速率阻尼时，根据解算得到的卫星角速率ω，按照上述的三轴喷气规律设定推力器的喷气宽度，使卫星角速率ω逐渐减小，在卫星角速率ω减小的过程中，一旦经过阈值ωx1、ωx2、ωx3时，需要及时按照三轴喷气规律调整推力器的喷气宽度。也就是说，当卫星角速率ω由大(ωx3)经过中(ωx2)再变小(ωx1)的过程中，推力器的喷气宽度也由大(-t3)经过中(-t2)再变小(-t1)。

所述的s31中，设定的喷气宽度需要满足t1≤t2≤t3≤t，t为控制周期，t1受推力器的性能制约，需要稍大于推力器的最小稳定喷气宽度。

所述的s31中，三档卫星角速率阈值中的最小值ωx1由t1喷气量产生的卫星角速度决定。

本发明中，虽然利用磁强计信息解算得到的卫星角速率存在有一定的误差，但这并不妨碍将其用于卫星的喷气速率阻尼。一般只要将卫星角速率阻尼至0.2°/s以下，就可满足包括星敏感器在内的绝大多数敏感器的工作要求。

综上所述，本发明所提供的利用磁强计信息实现喷气速率阻尼的方法，采用磁强计测得的地磁场强度信息，来解算卫星角速率，并将其作为控制输入来实现卫星的喷气速率阻尼。因此，本发明无需依赖陀螺组合信息，工作简单可靠，价格低廉。进一步，本发明也能够作为陀螺组合故障情况下的备份方案，以进一步保障卫星运行的可靠性。

尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。