一种卫星对日自旋稳定控制系统及方法
【专利摘要】本发明提供一种卫星对日自旋稳定控制系统及方法，令模拟太阳敏感器测量所述卫星本体系下的太阳矢量；令三轴磁强计测量所述卫星本体下的地磁矢量；令控制器与所述模拟太阳敏感器以及所述三轴磁强计电连接，用以获取所述太阳矢量以及所述地磁矢量，判断所述卫星当前所处的模式，并据以生成控制命令进行发送；且令磁力矩器根据所述控制器发送的所述控制命令，进行相应的磁矩输出。本发明通过高可靠且低功耗的执行部件磁力矩器，实现卫星稳定的对日自旋，实现卫星的被动稳定和能源获取。为卫星的可靠性和安全性提供了保障，且同时客服了以往卫星采用推进、飞轮等大功耗、消耗性的部件。
【专利说明】
-种卫星对日自旋稳定控制系统及方法
技术领域
[0001] 本发明设及卫星控制领域，特别是设及一种卫星对日自旋稳定控制系统及方法。
【背景技术】
[0002] 在现有技术中实现卫星自旋定向，均需要章进动敏感器测得卫星的章动角和进动 角，并通过某种阻尼器对章进动进行控制，且需要角速度敏感器测量卫星自旋轴的角速度， 用W维持卫星自旋轴的稳定自旋。目前自旋卫星的章进动控制通常是采用喷气等执行机 构，消耗燃料，导致寿命有限，且成本较高。
【发明内容】
[0003] 鉴于W上所述现有技术的缺点，本发明的目的在于提供一种卫星对日自旋稳定控 制系统及方法，用于解决现有技术中不能低成本且便捷的实现卫星对日自旋稳定控制的问 题。
[0004] 为实现上述目的及其他相关目的，本发明提供一种卫星对日自旋稳定控制系统， 包括:模拟太阳敏感器，用W测量所述卫星本体系下的太阳矢量;Ξ轴磁强计，用W测量所 述卫星本体下的地磁矢量;控制器，与所述模拟太阳敏感器W及所述Ξ轴磁强计电连接，用 W获取所述太阳矢量W及所述地磁矢量，判断所述卫星当前所处的模式，并据W生成控制 命令进行发送;磁力矩器，用W根据所述控制器发送的所述控制命令，进行相应的磁矩输 出。
[0005] 于本发明一具体实施例中，所述控制器根据测量角速度判断所述卫星处于速率阻 尼模式时，根据所述地磁矢量生成所述控制命令，W令所述磁力矩器根据所述控制命令，进 行第一磁矩输出，对所述卫星的角速度进行控制W令所述卫星进入磁控太阳捕获模式。
[0006] 于本发明一具体实施例中，所述控制器在所述卫星处于所述速率阻尼模式下，根 据所述地磁矢量连续第一预设数个周期判断所述卫星的Ξ轴角速度均小于第一预设角速 度时，判断所述卫星处于磁控太阳捕获模式，并生成所述控制命令，W令所述磁力矩器根据 所述控制命令，进行第二磁矩输出，W对所述卫星的章动角和进动角进行控制W令所述卫 星进入自旋对日保持模式。
[0007] 于本发明一具体实施例中，判断所述卫星处于磁控太阳捕获模式时，根据所述太 阳矢量的导数对所述卫星的章动角进行控制。
[000引于本发明一具体实施例中，所述控制器在所述卫星处于所述磁控太阳捕获模式 下，根据所述地磁矢量连续第二预设数个周期判断所述卫星的太阳角小于预设角时，生成 所述控制命令，W令所述磁力矩器根据所述控制命令，进行第Ξ磁矩输出，令所述卫星调整 其自旋角速度，W令所述卫星进入自旋对日保持模式。
[0009]于本发明一具体实施例中，其中，所述控制器在所述卫星处于所述磁控太阳捕获 模式下，当连续第二预设数个周期判断所述卫星的太阳角小于预设角时，根据所述进动角、 所述章动角、W及所述自旋角速度生成所述控制命令。
[0010] 于本发明一具体实施例中，所述第一预设角速度W及所述预设角的选取与所述磁 力矩器的控制能力、所述卫星的重量、W及所述卫星的尺寸中的一种或多种有关。
[0011] 为实现上述目的及其他相关目的，本发明还提供一种卫星对日自旋稳定控制方 法，应用如上任一项所述的卫星对日自旋稳定控制系统，对所述卫星的对日自旋进行稳定 控制。
[0012] 如上所述，本发明的卫星对日自旋稳定控制系统及方法，令模拟太阳敏感器测量 所述卫星本体系下的太阳矢量;令Ξ轴磁强计测量所述卫星本体下的地磁矢量;令控制器 与所述模拟太阳敏感器W及所述Ξ轴磁强计电连接，用W获取所述太阳矢量W及所述地磁 矢量，判断所述卫星当前所处的模式，并据W生成控制命令进行发送;且令磁力矩器根据所 述控制器发送的所述控制命令，进行相应的磁矩输出。本发明通过高可靠且低功耗的执行 部件磁力矩器，实现卫星稳定的对日自旋，实现卫星的被动稳定和能源获取。为卫星的可靠 性和安全性提供了保障，且同时客服了 W往卫星采用推进、飞轮等大功耗、消耗性的部件。
【附图说明】
[0013] 图1显示为本发明的卫星对日自旋稳定控制系统在一具体实施例中的模块示意 图。
[0014] 图2显示为本发明的卫星对日自旋稳定控制系统在一具体实施例中应用的算法流 程示意图。
[001引元件标号说明
[0016] 1卫星对日自旋稳定控制系统
[0017] 11模拟太阳敏感器 [001引12立轴磁强计
[0019] 13控制器
[0020] 14磁力矩器
【具体实施方式】
[0021] W下通过特定的具体实例说明本发明的实施方式，本领域技术人员可由本说明书 所掲露的内容轻易地了解本发明的其他优点与功效。本发明还可W通过另外不同的具体实 施方式加 W实施或应用，本说明书中的各项细节也可W基于不同观点与应用，在没有背离 本发明的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，W下实施例及实施 例中的特征可W相互组合。
[0022] 需要说明的是，W下实施例中所提供的图示仅W示意方式说明本发明的基本构 想，遂图示中仅显示与本发明中有关的组件而非按照实际实施时的组件数目、形状及尺寸 绘制，其实际实施时各组件的型态、数量及比例可为一种随意的改变，且其组件布局型态也 可能更为复杂。
[0023] 请参阅图1，显示为本发明的卫星对日自旋稳定控制系统在一具体实施例中的模 块不意图。
[0024] 所述卫星对日自旋稳定控制系统1包括：
[0025] 模拟太阳敏感器11，用W测量所述卫星本体系下的太阳矢量；
[00%] Ξ轴磁强计12，用w测量所述卫星本体下的地磁矢量；
[0027]控制器13,与所述模拟太阳敏感器11W及所述Ξ轴磁强计12电连接，用W获取所 述太阳矢量W及所述地磁矢量，判断所述卫星当前所处的模式，并据W生成控制命令进行 发送；
[00%]磁力矩器14,用W根据所述控制器13发送的所述控制命令，进行相应的磁矩输出。
[0029] 于本发明一具体实施例中，所述控制器13根据测量角速度判断所述卫星处于速率 阻尼模式时，根据所述地磁矢量生成所述控制命令，W令所述磁力矩器14根据所述控制命 令，进行第一磁矩输出，对所述卫星的角速度进行控制W令所述卫星进入磁控太阳捕获模 式。优选的，通过磁强计测量得到的地磁场矢量近似求得航天器自旋轴的角速度。
[0030] 于本发明一具体实施例中，所述控制器13根据测量角速度判断所述卫星处于速率 阻尼模式时，根据所述太阳矢量对所述卫星的进动角进行控制。
[0031] 于本发明一具体实施例中，所述控制器13在所述卫星处于所述速率阻尼模式下， 根据所述地磁矢量连续第一预设数个周期判断所述卫星的Ξ轴角速度均小于预设角速度 时，判断所述卫星处于磁控太阳捕获模式，并生成所述控制命令，W令所述磁力矩器14根据 所述控制命令，进行第二磁矩输出，W对所述卫星的章动角和进动角进行控制W令所述卫 星进入自旋对日保持模式。
[0032] 于本发明一具体实施例中，判断所述卫星处于磁控太阳捕获模式时，根据所述太 阳矢量的导数对所述卫星的章动角进行控制。
[0033] 于本发明一具体实施例中，所述第一预设数为20。
[0034] 于本发明一具体实施例中，其中，所述控制器13在所述卫星处于所述磁控太阳捕 获模式下，根据所述太阳角于连续预设数个周期判断其均小于预设角度时，根据所述进动 角、所述章动角、W及所述自旋角速度生成所述控制命令。
[0035] 于本发明一具体实施例中，所述第二预设数为10。
[0036] 于本发明一具体实施例中，所述控制器13在所述卫星处于所述磁控太阳捕获模式 下，根据所述地磁矢量连续第二预设数个周期判断所述卫星的太阳角小于预设角时，生成 所述控制命令，W令所述磁力矩器14根据所述控制命令，进行第Ξ磁矩输出，令所述卫星调 整其自旋角速度，W令所述卫星进入自旋对日保持模式。
[0037] 于本发明一具体实施例中，其中，所述控制器13在所述卫星处于所述磁控太阳捕 获模式下，当连续第二预设数个周期判断所述卫星的太阳角小于预设角时，根据所述进动 角、所述章动角、W及所述自旋角速度生成所述控制命令。
[0038] 于本实施例中，所述太阳角为当前测得的太阳矢量与期望的太阳矢量的夹角。
[0039] 于本发明一具体实施例中，所述第一预设角速度W及所述预设角的选取与所述磁 力矩器的控制能力、所述卫星的重量、W及所述卫星的尺寸中的一种或多种有关。
[0040] 请参阅图2，显示为本发明的卫星对日自旋稳定控制系统在一具体实施例中应用 的算法流程示意图。其中，所述第一预设角速度Κωι表示，所述预设角Wao表示。具体为，当 卫星处于速率阻尼模式时，CtrMode_Flag = l，此时Pc = P_Damp;其中Pc为磁矩输出，且 户_￡細!," = -/>/如化），通过立轴磁强计检测所述卫星本体下的地磁矢量，并获得立轴角 速度，且当卫星的Ξ轴角速度连续20个周期均小于ωι时，判断所述卫星处于磁控太阳捕获 模式，即 CtrMode_Flag = 2，此时，Tc = Tc 1+Tc2，Pc =(化 X Tc)/ I 化 12。
[0041] 在所述卫星处于所述磁控太阳捕获模式下，根据所述地磁矢量判断所述卫星的自 旋角速度连续10个周期均小于α日时，令所述卫星进入自旋对日保持模式，即arMode_Flag =3,此时，Tc = Tcl+Tc化Tc3,且Pc=(BbXTc)/|Bb|2。其中：Tcl为进动控制项，Tc2为章动控 制项，Tc3为自旋角速度控制项。
[0042] 且综上，本发明对日稳定的控制算法为：
[0047]如果CtrMode_Flag = l，则Pc = P_Damp;
[004引 如果CtrMode_Flag = 2，则Tc = Tcl+Tc2，Pc= (Bb X Tc)/ I Bb 12;
[0049] 如果CtrMode_Flag = 3，则Tc = Tcl+Tc化Tc3，Pc= (Bb X Tc)/ I Bb 12
[0050] 其中：Tcl为进动控制项;Tc2为章动控制项;Tc3为自旋角速度控制项;V。为期望的 太阳指向矢量;Sb为太阳敏感器测量获得的太阳矢量;Qs = Z (Vc, Sb)为当前测得的太阳矢 量与期望的太阳矢量的夹角，定义为太阳角；Wbi。为期望的自旋角速度；Wbis为当前测量得 到的角速度;kps，kds，kw为正的控制系数。
[0051] 于本发明另一具体实施例中，还提出一种卫星对日自旋稳定控制方法，应用如图1 所示的卫星对日自旋稳定控制系统1对所述卫星的对日自旋进行稳定控制。
[0052] 综上所述，本发明的卫星对日自旋稳定控制系统及方法，令模拟太阳敏感器测量 所述卫星本体系下的太阳矢量;令Ξ轴磁强计测量所述卫星本体下的地磁矢量;令控制器 与所述模拟太阳敏感器W及所述Ξ轴磁强计电连接，用W获取所述太阳矢量W及所述地磁 矢量，判断所述卫星当前所处的模式，并据W生成控制命令进行发送;且令磁力矩器根据所 述控制器发送的所述控制命令，进行相应的磁矩输出。本发明通过高可靠且低功耗的执行 部件磁力矩器，实现卫星稳定的对日自旋，实现卫星的被动稳定和能源获取。为卫星的可靠 性和安全性提供了保障，且同时客服了 W往卫星采用推进、飞轮等大功耗、消耗性的部件。 所W，本发明有效克服了现有技术中的种种缺点而具高度产业利用价值。
[0053] 上述实施例仅例示性说明本发明的原理及其功效，而非用于限制本发明。任何熟 悉此技术的人±皆可在不违背本发明的精神及范畴下，对上述实施例进行修饰或改变。因 此，举凡所属技术领域中具有通常知识者在未脱离本发明所掲示的精神与技术思想下所完 成的一切等效修饰或改变，仍应由本发明的权利要求所涵盖。
【主权项】
1. 一种卫星对日自旋稳定控制系统，其特征在于，包括： 模拟太阳敏感器，用以测量所述卫星本体系下的太阳矢量； 三轴磁强计，用以测量所述卫星本体下的地磁矢量； 控制器，与所述模拟太阳敏感器以及所述三轴磁强计电连接，用以获取所述太阳矢量 以及所述地磁矢量，判断所述卫星当前所处的模式，并据以生成控制命令进行发送； 磁力矩器，用以根据所述控制器发送的所述控制命令，进行相应的磁矩输出。2. 根据权利要求1所述的卫星对日自旋稳定控制系统，其特征在于:所述控制器根据获 取的角速度判断所述卫星处于速率阻尼模式时，根据所述地磁矢量生成所述控制命令，以 令所述磁力矩器根据所述控制命令，进行第一磁矩输出，对所述卫星的角速度进行控制以 令所述卫星进入磁控太阳捕获模式。3. 根据权利要求2所述的卫星对日自旋稳定控制系统，其特征在于:所述控制器在所述 卫星处于所述速率阻尼模式下，根据所述地磁矢量连续第一预设数个周期判断所述卫星的 三轴角速度均小于第一预设角速度时，判断所述卫星处于磁控太阳捕获模式，并生成所述 控制命令，以令所述磁力矩器根据所述控制命令，进行第二磁矩输出，以对所述卫星的章动 角和进动角进行控制以令所述卫星进入自旋对日保持模式。4. 根据权利要求3所述的卫星对日自旋稳定控制系统，其特征在于:判断所述卫星处于 磁控太阳捕获模式时，根据所述太阳矢量的导数对所述卫星的章动角进行控制。5. 根据权利要求3所述的卫星对日自旋稳定控制系统，其特征在于:所述控制器在所述 卫星处于所述磁控太阳捕获模式下，当连续第二预设数个周期判断所述卫星的太阳角小于 预设角时，生成所述控制命令，以令所述磁力矩器根据所述控制命令，进行第三磁矩输出， 令所述卫星调整其自旋角速度，以令所述卫星进入自旋对日保持模式。6. 根据权利要求5所述的卫星对日自旋稳定控制系统，其特征在于：其中，所述控制器 在所述卫星处于所述磁控太阳捕获模式下，当连续第二预设数个周期判断所述卫星的太阳 角小于预设角时，根据所述进动角、所述章动角、以及所述自旋角速度生成所述控制命令。7. 根据权利要求5所述的卫星对日自旋稳定控制系统，其特征在于:所述第一预设角速 度以及所述预设角的选取与所述磁力矩器的控制能力、所述卫星的重量、以及所述卫星的 尺寸中的一种或多种有关。8. -种卫星对日自旋稳定控制方法，其特征在于，应用如权利要求1~7中任一项所述 的卫星对日自旋稳定控制系统，对所述卫星的对日自旋进行稳定控制。
【文档编号】B64G1/36GK105966639SQ201610310545
【公开日】2016年9月28日
【申请日】2016年5月11日
【发明人】刘善伍, 容建刚, 况思然, 高海云, 张学钢
【申请人】上海微小卫星工程中心