专利名称：基于磁力矩器和飞轮的卫星姿态全方位控制方法
技术领域：
本发明涉及航天器姿态控制技术领域，具体涉及一种利用磁力矩器和飞轮完成卫 星入轨阶段全方位姿态控制方法。
背景技术：
目前小卫星在许多领域具有广泛的应用前景，备受世界各国青睐，卫星初始姿态 捕获和全方位姿态控制一般是采用喷气控制，它的主要任务是在卫星各工作阶段对其进行 姿态控制，确保姿态指向的精度，目前的姿态控制系统配置复杂、重量大、成本高，在小卫星 上应用受到一定的限制。利用磁力矩器和飞轮进行初始姿态捕获和全方位姿态捕获是长寿 命、高可靠性小卫星的核心技术，一直是国内外研究的重点和难点。
发明内容
本发明为了解决现有的卫星姿态全方位控制技术可靠性低、寿命短的问题，提出 一种基于磁力矩器和飞轮的卫星姿态全方位控制方法。基于磁力矩器和飞轮的卫星姿态全方位控制方法，具体过程如下根据控制系统要求，设定控制器参数；所述控制器参数包括卫星控制器微分系数 向量Kd= [Kdx Kdy Kdz]T、卫星控制器比例系数向量Kp = [Kpx Kpy Κρζ]τ、向量死区不控 角度值Theta和姿态捕获时卫星角速度的限制系数LimiteO ；在每个控制周期的Τ-t时刻关闭发送至磁力矩器的控制指令直到本周期结束，然 后利用磁强计测量当地磁场强度在卫星本体坐标系中的向量Bb= [Bbx Bby Bbz]T，利用陀 螺测量卫星在卫星本体坐标系中的角速度向量Wb= [ffbx Wby Wbz]T，利用太阳敏感器测量 太阳方位角，太阳方位角包括太阳光线在卫星本体YOZ平面投影与-Z轴夹角Alfax和太阳 光线在卫星本体XOZ平面投影与-Z轴夹角Alfay，并将各个测量数据发送至卫星控制器； 在下一个控制周期开始时，重新开启磁力矩器的控制指令，所述T为控制周期；在每个周期中，根据上述设定的参数和采集的数据实现卫星姿态全方位控制方法 的过程为步骤一、卫星控制器利用步骤二获得的卫星角速度向量Wb和地磁场强度向量Bb 计算磁力矩器期望输出的控制力矩向量Tm= [Tmx Tmy Tmz]τ和磁力矩器的控制磁矩向量 Mm= [Mmx Mmy Mmz]T，并将控制磁矩向量Mm发送至磁力矩器；步骤二、卫星在磁力矩器阻尼控制的作用下，卫星的角速度减小，当卫星角速度向 量Wb的模小于w时，卫星控制器引入飞轮和太阳敏感器信号实现星体的对日捕获控制，获 得有效太阳方位角向量Alfa = [Alfax Alfay Alfaz]；步骤三、卫星控制器根据步骤四获得的有效太阳方位角向量Alfa计算飞轮控制 输入力矩向量Tw= [Twx Twy Twz]T，并将控制输入力矩向量Tw发送至飞轮；步骤四、磁力矩器根据所述的控制磁矩向量Mm、飞轮根据所述的控制输入力矩向 量Tw共同完成卫星姿态全方位控制。
本发明的方法意义和重要性体现在(1)仅采用磁力矩器和反作用飞轮作为执行 机构，而没有采用喷气系统，简化了卫星系统的配置，减轻了整星重量，降低了功耗；(2)与 单纯使用主动磁控技术相比，飞轮5参与姿态捕获控制可以显著缩短捕获时间，提高卫星 的安全性和可靠性；(3)完全利用地磁场资源进行全方位姿态捕获，可以提高卫星在轨运 行的安全性，而不必担心燃料耗尽的危险；(4)对于具有喷气系统的小卫星，该项技术可以 作为一种重要的备份手段，从而提高卫星的可靠性和在轨运行寿命。本发明适用于卫星姿 态全方位捕获和控制领域。
图1为本发明的原理示意图。图2为本发明的流程图。图3为向量死区示意图， 其中18°锥形表示期望力矩在此锥内不控，纵轴表示磁场方向。图4为输出占空示意图，其 中横轴χ为时间，纵轴y为输出占空比，阴影部分表示磁力矩器4控制指令开启，磁力矩器 控制，空白部分表示磁力矩器4控制指令切断，陀螺1、磁强计2和太阳敏感器3测量时间。
具体实施例方式具体实施方式
一、结合图1、2图3和图4说明本实施方式，基于磁力矩器和飞轮的 卫星姿态全方位控制方法，具体过程如下根据控制系统要求，设定控制器参数；所述控制器参数包括卫星控制器微分系数 向量Kd= [Kdx Kdy Kdz]T、卫星控制器比例系数向量Kp = [Kpx Kpy Κρζ]τ、向量死区不控 角度值Theta和姿态捕获时卫星角速度的限制系数LimiteO ；在每个控制周期的Τ-t时刻关闭发送至磁力矩器4的控制指令直到本周期结束， 然后利用磁强计2测量当地磁场强度在卫星本体坐标系中的向量Bb = [Bbx Bby Bbz]τ, 利用陀螺1测量卫星在卫星本体坐标系中的角速度向量Wb = [Wbx Wby Wbz]T，利用太阳 敏感器3测量太阳方位角，太阳方位角包括太阳光线在卫星本体YOZ平面投影与-Z轴夹角 Alfax和太阳光线在卫星本体XOZ平面投影与-Z轴夹角Alfay，并将各个测量数据发送至 卫星控制器6 ；在下一个控制周期开始时，重新开启磁力矩器4的控制指令，所述T为控制 周期；在每个周期中，根据上述设定的参数和采集的数据实现卫星姿态全方位控制方法 的过程为步骤一、卫星控制器6利用步骤二获得的卫星角速度向量Wb和地磁场强度向量Bb 计算磁力矩器4期望输出的控制力矩向量Tm= [Tmx Tmy Tmz]τ和磁力矩器4的控制磁矩 向量Mm= [Mmx Mmy Mmz]T，并将控制磁矩向量Mm发送至磁力矩器4 ；步骤二、卫星在磁力矩器4阻尼控制的作用下，卫星的角速度减小，当卫星角速度 向量Wb的模小于w时，卫星控制器6引入飞轮5和太阳敏感器3信号实现星体的对日捕获 控制，获得有效太阳方位角向量Alfa= [Alfax Alfay Alfaz]；步骤三、卫星控制器6根据步骤四获得的有效太阳方位角向量Alfa计算飞轮5控 制输入力矩向量Tw= [Twx Twy Twz]T，并将控制输入力矩向量Tw发送至飞轮5;步骤四、磁力矩器4根据所述的控制磁矩向量Mm、飞轮5根据所述的控制输入力矩 向量Tw共同完成卫星姿态全方位控制。
具体实施方式
二、本实施方式是对具体实施方式
一的进一步说明，根据控制系统 要求，设定控制器参数的具体过程为根据控制理论设定卫星控制器微分系数向量Kd和卫星控制器比例系数向量Kp Kp = Wc2*Ib，Kd = 2keci*Wc*Ib其中，Wc为系统频率，keci为系统阻尼比，Ib = [Ibx Iby Ibz]T为卫星转动惯量 向量；设定姿态捕获时卫星角速度的限制系数LimiteO为Limit60 = 2keci*WLimit/ffc其中，Wlimit为姿态机动角速度的上限值；假设在磁力矩器4阻尼条件下，根据期望力矩与实际力矩的费效比设定向量死区 不控角度值Theta。
具体实施方式
三、结合图3说明本实施方式，本实施方式是对具体实施方式
二的 进一步说明，向量死区不控角度值Theta为18°。
具体实施方式
四、本实施方式是对具体实施方式
一的进一步说明，步骤一的具体 过程为步骤一一、卫星控制器6利用地磁场强度向量Bb和卫星角速度向量Wb，计算期望 控制力矩向量Tm:Tm = - [Kdx*ffbx, Kdy*ffby, Kdz*Wbz]τ ；当期望控制力矩向量Tm与磁场强度Bb的夹角小于向量死区不控角度值Theta 时，令期望控制力矩向量Tm = 0，即Tm · Bb/ | Tm | / | Bb | > cos (Theta)时，Tm = 0 ；其中， 表示点乘。|X|表示向量X的模；步骤一二、卫星控制器6计算磁力矩器4的控制磁矩向量Mm = [Mmx Mmy Mmz]τ Mm = BbX Tm/ | Bb |2其中，X表示向量叉乘；当控制磁矩向量Mm中的任一分量大于Amax时，对Mm进行向量限幅，即Mmax = max (| Mmx | , | Mmy | , | Mmz |)当 Mmax > Amax 时，Mm = Amax 氺 Mm/Mmax其中，Amax为卫星磁力矩器4的硬件指标，为可输出的最大磁矩；卫星控制器6将控制磁矩向量Mm发送给磁力矩器4。
具体实施方式
五、本实施方式是对具体实施方式
一的进一步说明，步骤二的具体 过程为步骤二一、卫星控制器6根据太阳方位角Alfax和Alfay是否有效判断太阳敏 感器3是否捕获到太阳；若太阳敏感器3未捕获到太阳则执行步骤二二 ；否则，执行步骤 二三；其中Alfax —阶时间导数与Wbx符号一致；Alfay —阶时间导数与Wby符号一致；步骤二二、卫星控制器6循环执行搜索角速度指令Wbcl和Wbc2，使卫星按照角速 度指令Wbcl和Wbc2的角速度旋转搜索太阳，每个搜索角速度指令的时间间隔为600秒，直到太阳敏感器3捕获到太阳，获得有效太阳方位角向量Alfa，执行步骤二三；其中，搜索角速度指令Wbcl :Wbcl =
T° /s此时，获得的有效太阳方位角向量Alfa为Alfal Alfal =
τ变换搜索角速度指令Wbc2 :Wbc2 =
T° /s此时，获得的有效太阳方位角向量Alfa为Alfa2 Alfa2 =
τ步骤二三、有效太阳方位角向量Alfa = [Al fax Alfay Alfaz]T，所述Alfax和 Alfay信号有效；Alfaz为Wbz的积分，且其初始值为零；将Alfax、Al fay, Alfaz组成太阳 敏感器测量向量Alfa为Alfa3 = [Alfax Alfay Alfaz]T此时，搜索角速度指令为Wbc3 =
T° /s ；步骤二完成，获得有效太阳方位角向量Alfa。搜索角速度指令为卫星控制器6发送至卫星的控制角速度的指令，使得卫星能够 按照相应的角速度转动，其中Wbcl = W. 6-0. 60]T° /s表示χ轴的角速度是0.6° /s、y轴 的角速度是0.6° /s、ζ轴的角速度是0° /s, Wbc2 =
To /s表示χ轴的角速 度是0.6° /s、y轴的角速度是-0.6° /s、ζ轴的角速度是0° /s，Wbc3 = W00]T° /s相 当于停止指令，搜索到太阳后，卫星控制器6发送停止指令使得卫星停止搜索。
具体实施方式
六、本实施方式是对具体实施方式
一的进一步说明，步骤三的具体 过程为卫星控制器6计算太阳捕获生成指令Wbc和有效太阳方位角向量Alfa，并表示 为Wbc = Wbcl*kl+Wbc2*k2+Wbc3*k3 = [Wbcx Wbcy Wbcz]τAlfa = Alfal*kl+Alfa2*k2+Alfa3*k3 = [Alfa_x Alfa_y Alfa_z]Tkl、k2、k3为时段有效标记，有效时为1，无效时为0 ；当有效太阳方位角向量Alfa中的任一分量大于Limit60时，对Alfa进行向量限 幅，即Alfamax = max(|Alfa_x|， |Alfa_y|， |Alfa_z|)，当 Alfamax > Limit60 时Alfa = Limit60*Alfa/Alfamax控制律根据有效太阳方位角向量Alfa计算控制输入力矩向量Tw Tw = -[Kdx*(ffbx-ffbcx)+Kpx*Alfa_x，Kdy* (ffby-ffbcy)+Kpy*Alfa_y,Kdz* (Wbz-Wbcz)+Kpz*Alfa_z]T当控制输入力矩向量Tw向量中的任一分量大于Tmax时，对Tw进行向量限幅，即Tcmax = max (| Twx |，| Twy |，| Twz |)，
当 Tcmax > Tmax 时Tw = Tmax*Tw/Tcmax其中，Tmax为卫星飞轮3的硬件指标，为可输出的最大作用力矩；卫星控制器6将控制输入力矩向量Tw发送给飞轮3。符号说明Bb = [Bbx Bby Bbz]τ 地磁场强度向量，测量量；Wb = [ffbx Wby ffbz]τ 卫星角速度向量，测量量；Tm= [Tmx Tmy Tmz]T 卫星控制器6计算的磁力矩器期望输出的控制力矩向量， 计算量；Mm = [Mmx Mmy Mmz]τ 卫星控制器6计算的磁力矩器的控制磁矩向量，计算量；Tw = [Twx Twy TwzJt 卫星控制器6计算的飞轮控制输入力矩向量，计算量；Alfax 太阳光线在卫星YOZ平面投影与-Z轴夹角，Wbx与其一阶时间导数符号一
致，测量量；Alfay 太阳光线在卫星XOZ平面投影与-Z轴夹角，Wby与其一阶时间导数符号一
致，测量量；Kd = [Kdx Kdy Kdz]τ 卫星控制器微分系数向量，设定量；Kp = [Kpx Kpy Κρζ]τ 卫星控制器比例系数向量，设定量；Theta 卫星磁力矩器向量死区不控角度值，设定量；LimiteO 卫星捕获阶段，机动角速度上限的系数，设定量；Amax 卫星磁力矩器可输出的最大磁矩，硬件指标；Tmax 卫星飞轮可输出的最大作用力矩，硬件指标；Ib = [Ibx Iby Ibz]T 卫星转动惯量向量，已知量。
具体实施方式
七、下面以试验卫星三号为例说明本发明的方法对卫星姿态全方位 控制的过程试验卫星三号的技术参数为Theta = 18°Amax = 3 5 Am2Tmax = 0. 04NmIb = [Ibx Iby Ibz]T = [45. 584,47. 268,46. 943]Tkgm2第一、根据试验卫星三号的技术参数和控制系统要求，设定控制器参数；系统频率Wc = 0.2462，系统阻尼比keci = 0. 9850，姿态机动角速度的上限值 Wlimit = 0.5° /s，设定的卫星控制器微分系数向量Kd、卫星控制器比例系数向量Kp、姿态 捕获时卫星角速度的限制系数LimiteO为Kp = Wc2*Ib = [2. 764,2. 866,2. 846]τ,Kd = 2keci*Wc*Ib = [22. 111,22. 928,22. 771]τLimit60 = 2keci*WLimit/Wc = 2. 5°。第二、在控制周期的最后关闭磁力矩器4的控制指令，关闭持续的时间为t = 100ms，利用磁强计2测量当地磁场强度在卫星本体坐标系中的向量Bb = [Bbx Bby Bbz] τ，利用陀螺1测量卫星在卫星本体坐标系中的角速度向量Wb = [ffbx Wby Wbz]Tjlj用太阳敏感器3测量太阳方位角，太阳方位角包括太阳光线在卫星本体YOZ平面投影与-Z轴夹角 Alfax和太阳光线在卫星本体XOZ平面投影与-Z轴夹角Alfay，并将各个测量数据发送至 卫星控制器6 ；每个控制周期开始时开启磁力矩器4的控制指令。第三、卫星控制器6利用步骤二获得的卫星角速度向量Wb和地磁场强度向量Bb 计算磁力矩器4期望输出的控制力矩向量Tm= [Tmx Tmy Tmz]τ和磁力矩器4的控制磁矩 向量Mm = [MmxMmyMmz]τ,并将控制磁矩向量Mm发送至磁力矩器4 ；具体为首先、卫星控制器6利用地磁场强度向量Bb和卫星角速度向量Wb，计算期望控制 力矩向量Tm Tm = - [Kdx*ffbx, Kdy*ffby, Kdz*Wbz]τ ；当期望控制力矩向量Tm与磁场强度Bb的夹角小于向量死区不控角度值Theta 时，令期望控制力矩向量Tm = 0，即Tm · Bb/I Tm|/I Bb > cos (Theta)时，Tm = 0 ；其中， 表示点乘。|X|表示向量X的模；其次、卫星控制器6计算磁力矩器4的控制磁矩向量Mm = [Mmx Mmy Mmz]τ Mm = BbX Tm/ | Bb |2其中，X表示向量叉乘；当控制磁矩向量Mm中的任一分量大于Amax时，对Mm进行向量限幅，即Mmax = max (| Mmx | , | Mmy | , | Mmz |)当 Mmax > Amax 时，Mm = Amax 氺 Mm/Mmax其中，Amax为卫星磁力矩器4的硬件指标，为可输出的最大磁矩；卫星控制器6将控制磁矩向量Mm发送给磁力矩器4。第四、卫星在磁力矩器4阻尼控制的作用下，卫星的角速度减小，当卫星角速度向 量Wb的模小于w = 0. 8° /s时，卫星控制器6引入飞轮5和太阳敏感器3信号实现星体的 对日捕获控制，获得有效太阳方位角向量Alfa= [Alfax Alfay Alfaz]；具体为四一、卫星控制器6根据太阳方位角Alfax和Alfay是否有效判断太阳敏感器3是 否捕获到太阳；若太阳敏感器3未捕获到太阳则执行四二 ；否则，执行四三；其中Alfax — 阶时间导数与Wbx符号一致；Alfay —阶时间导数与Wby符号一致；四二、当太阳敏感器未捕获太阳而导致Alfax和Alfay信号无效时，卫星控制器 6执行搜索角速度指令Wbcl，使卫星按照角速度指令Wbcl旋转搜索太阳，搜索角速度指令 为Wbcl =
T° /s此时，有效太阳方位角向量Alfa为Alfal Alfal =
τ当搜索600秒后，太阳敏感器仍未捕获太阳，卫星控制器6执行搜索角速度指令 Wbc2，使卫星按照角速度指令Wbc2旋转搜索太阳，搜索角速度指令为Wbc2 =
T° /s此时，有效太阳方位角向量Alfa为Alfa2 Alfa2 =
τ
当搜索600秒后，太阳敏感器仍未捕获到太阳，变换搜索角速度指令为Wbcl，重复 执行四二，直到太阳敏感器捕获到太阳，进入四三；四三、当太阳敏感器捕获到太阳时，有效太阳方位角向量Alfa= [Alfax Alfay Alfaz]τ，所述Alfax和Alfay信号有效，Alfaz为Wbz的积分，初始值为零，将Alfax、Alfay、 Alfaz组成太阳敏感器测量向量Alfa为Alfa3 = [Alfax Alfay Alfaz]τ此时，搜索角速度指令为Wbc3 =
T° /s ；第四完成。第五、卫星控制器6根据步骤四获得的有效太阳方位角向量Alfa计算飞轮5控制 输入力矩向量Tw= [Twx Twy Twz]T，并将控制输入力矩向量Tw发送至飞轮5;具体为卫星控制器6计算太阳捕获生成指令Wbc和有效太阳方位角向量Alfa，并表示 为Wbc = Wbcl*kl+Wbc2*k2+Wbc3*k3 = [Wbcx Wbcy Wbcz]τAlfa = Alfal*kl+Alfa2*k2+Alfa3*k3 = [Alfa_x Alfa_y Alfa_z]Tkl、k2、k3为时段有效标记，有效时为1，无效时为0。当有效太阳方位角向量Alfa中的任一分量大于Limit60时，对Alfa进行向量限 幅，即Alfamax = max(|Alfa_x|, Alfa_y|, Alfa_z|),当 Alfamax > Limit60 时Alfa = Limit60*Alfa/Alfamax控制律根据有效太阳方位角向量Alfa计算控制输入力矩向量Tw:Tw = -[Kdx*(ffbx-ffbcx)+Kpx*Alfa_x，Kdy* (ffby-ffbcy)+Kpy*Alfa_y,Kdz* (Wbz-Wbcz)+Kpz*Alfa_z]T当控制输入力矩向量Tw向量中的任一分量大于Tmax时，对Tw进行向量限幅，即Tcmax = max (| Twx |，| Twy |，| Twz |)，当 Tcmax > Tmax 时Tw = Tmax*Tw/Tcmax其中，Tmax为卫星飞轮5的硬件指标，为可输出的最大作用力矩；卫星控制器6将控制输入力矩向量Tw发送给飞轮5。第六、磁力矩器4根据所述的控制磁矩向量Mm，飞轮5根据所述的控制输入力矩向 量Tw共同完成卫星姿态全方位控制。
权利要求
基于磁力矩器和飞轮的卫星姿态全方位控制方法，其特征在于具体过程如下根据控制系统要求，设定控制器参数；所述控制器参数包括卫星控制器微分系数向量Kd＝[Kdx Kdy Kdz]T、卫星控制器比例系数向量Kp＝[Kpx Kpy Kpz]T、向量死区不控角度值Theta和姿态捕获时卫星角速度的限制系数Limit60；在每个控制周期的T t时刻关闭发送至磁力矩器(4)的控制指令直到本周期结束，然后利用磁强计(2)测量当地磁场强度在卫星本体坐标系中的向量Bb＝[Bbx Bby Bbz]T，利用陀螺(1)测量卫星在卫星本体坐标系中的角速度向量Wb＝[Wbx Wby Wbz]T，利用太阳敏感器(3)测量太阳方位角，太阳方位角包括太阳光线在卫星本体YOZ平面投影与 Z轴夹角Alfax和太阳光线在卫星本体XOZ平面投影与 Z轴夹角Alfay，并将各个测量数据发送至卫星控制器(6)；在下一个控制周期开始时，重新开启磁力矩器(4)的控制指令，所述T为控制周期；在每个周期中，根据上述设定的参数和采集的数据实现卫星姿态全方位控制方法的过程为步骤一、卫星控制器(6)利用步骤二获得的卫星角速度向量Wb和地磁场强度向量Bb计算磁力矩器(4)期望输出的控制力矩向量Tm＝[Tmx Tmy Tmz]T和磁力矩器(4)的控制磁矩向量Mm＝[Mmx Mmy Mmz]T，并将控制磁矩向量Mm发送至磁力矩器(4)；步骤二、卫星在磁力矩器(4)阻尼控制的作用下，卫星的角速度减小，当卫星角速度向量Wb的模小于w时，卫星控制器(6)引入飞轮(5)和太阳敏感器(3)信号实现星体的对日捕获控制，获得有效太阳方位角向量Alfa＝[Alfax Alfay Alfaz]；步骤三、卫星控制器(6)根据步骤四获得的有效太阳方位角向量Alfa计算飞轮(5)控制输入力矩向量Tw＝[Twx Twy Twz]T，并将控制输入力矩向量Tw发送至飞轮(5)；步骤四、磁力矩器(4)根据所述的控制磁矩向量Mm、飞轮(5)根据所述的控制输入力矩向量Tw共同完成卫星姿态全方位控制。
2.根据权利要求1所述的基于磁力矩器和飞轮的卫星姿态全方位控制方法，其特征在 于根据控制系统要求设定控制器参数的具体过程为根据控制理论设定卫星控制器微分系数向量Kd和卫星控制器比例系数向量Kp Kp = Wc2*Ib， Kd = 2keci*Wc*Ib其中，Wc为系统频率，keci为系统阻尼比，Ib = [Ibx Iby Ibz]T为卫星转动惯量向量；设定姿态捕获时卫星角速度的限制系数LimiteO为Limit60 = 2keci*WLimit/ffc其中，Wlimit为姿态机动角速度的上限值；假设在磁力矩器(4)阻尼条件下，根据期望力矩与实际力矩的费效比设定向量死区不 控角度值Theta。
3.根据权利要求2所述的基于磁力矩器和飞轮的卫星姿态全方位控制方法，其特征在 于向量死区不控角度值Theta为18°。
4.根据权利要求1所述的基于磁力矩器和飞轮的卫星姿态全方位控制方法，其特征在 于步骤一的具体过程为步骤一一、卫星控制器(6)利用地磁场强度向量Bb和卫星角速度向量Wb，计算期望控制力矩向量Tm:Tm = _[Kdx*Wbx，Kdy^ffby, Kdz*Wbz]T ；当期望控制力矩向量Tm与磁场强度Bb的夹角小于向量死区不控角度值Theta时，令 期望控制力矩向量Tm = 0，即Tm · Bb/ I Tm | / | Bb | > cos (Theta)时，Tm = 0 ； 其中， 表示点乘。|X|表示向量X的模；步骤一二、卫星控制器(6)计算磁力矩器(4)的控制磁矩向量Mm = [Mmx Mmy Mmz]τ Mm = BbX Tm/ | Bb |2 其中，X表示向量叉乘；当控制磁矩向量Mm中的任一分量大于Amax时，对Mm进行向量限幅，即 Mmax = max(|Mmx|, |Mmy|, |Mmz|) 当 Mmax > Amax 时， Mm = Amax*Mm/Mmax其中，Amax为卫星磁力矩器(4)的硬件指标，为可输出的最大磁矩； 卫星控制器(6)将控制磁矩向量Mm发送给磁力矩器(4)。
5.根据权利要求1所述的基于磁力矩器和飞轮的卫星姿态全方位控制方法，其特征在 于步骤二的具体过程为步骤二一、卫星控制器(6)根据太阳方位角Alfax和Alfay是否有效判断太阳敏感 器⑶是否捕获到太阳；若太阳敏感器⑶未捕获到太阳则执行步骤二二 ；否则，执行步骤 二三；其中Alfax —阶时间导数与Wbx符号一致；Alfay —阶时间导数与Wby符号一致；步骤二二、卫星控制器(6)循环执行搜索角速度指令Wbcl和Wbc2，使卫星按照角速度 指令Wbcl和Wbc2旋转搜索太阳，每个搜索角速度指令的时间间隔为600秒，直到太阳敏感 器(3)捕获到太阳，获得有效太阳方位角向量Alfa，执行步骤二三； 其中，搜索角速度指令Wbcl Wbcl =
T° /s 此时，获得的有效太阳方位角向量Alfa为Alfal Alfal =
τ 变换搜索角速度指令Wbc2 Wbc2 =
T° /s 此时，获得的有效太阳方位角向量Alfa为Alfa2 Alfa2 =
τ步骤二三、有效太阳方位角向量Alfa = [Alfax Alfay Alfaz]T，所述Alfax和Alfay 信号有效；Alfaz为Wbz的积分，且其初始值为零；将Alfax、flfay, Alfaz组成太阳敏感器 测量向量Alfa为Alfa3 = [Alfax Alfay Alfaz]T 此时，发出搜索角速度指令Wbc3 Wbc3 =
T° /s ； 使得太阳敏感器(3)停止搜索太阳； 步骤二完成，获得有效太阳方位角向量Alfa。
6.根据权利要求1所述的基于磁力矩器和飞轮的卫星姿态全方位控制方法，其特征在 于步骤三的具体过程为卫星控制器(6)计算太阳捕获生成指令Wbc和有效太阳方位角向量Alfa，并表示为Wbc = Wbcl*kl+Wbc2*k2+Wbc3*k3 = [Wbcx Wbcy ffbcz]TAlfa = Alfal*kl+Alfa2*k2+Alfa3*k3 = [Alfa_x Alfa_y Alfa_z]Tkl、k2、k3为时段有效标记，有效时为1，无效时为0 ；当有效太阳方位角向量Alfa中的任一分量大于LimiteO时，对Alfa进行向量限幅，即Alfamax = max(|Alfa_x|， |Alfa_y|， |Alfa_z|)， 当 Alfamax > Limit60 时 Alfa = Limit60*Alfa/Alfamax控制律根据有效太阳方位角向量Alfa计算控制输入力矩向量Tw Tw = -[Kdx*(ffbx-ffbcx)+Kpx*Alfa_x, Kdy* (ffby-ffbcy)+Kpy*Alfa_y, Kdz*(Wbz-Wbcz)+Kpz*Alfa_z]T当控制输入力矩向量Tw向量中的任一分量大于Tmax时，对Tw进行向量限幅，即 Tcmax = max(|Twx|， |Twy|， |Twz|)， 当 Tcmax > Tmax 时 Tw = Tmax^Tw/Tcmax其中，Tmax为卫星飞轮(5)的硬件指标，为可输出的最大作用力矩； 卫星控制器(6)将控制输入力矩向量Tw发送给飞轮(5)。
全文摘要
基于磁力矩器和飞轮的卫星姿态全方位控制方法，涉及一种利用磁力矩器和飞轮完成卫星入轨阶段全方位姿态控制方法。解决了现有的卫星姿态全方位控制技术可靠性低、寿命短的问题，具体过程如下一、根据控制系统要求，设定控制器参数；二、测量地磁场强度向量Bb、卫星角速度向量Wb和太阳方位角，并将测量数据发送至卫星控制器；三、计算期望控制力矩向量Tm和控制磁矩向量Mm，并将控制磁矩向量Mm发送至磁力矩器；四、获得有效太阳方位角向量Alfa；五、计算控制输入力矩向量Tw，并发送至飞轮；六、磁力矩器根据控制磁矩向量Mm，飞轮根据控制输入力矩向量Tw共同完成卫星姿态全方位控制。本发明适用于卫星姿态控制领域。
文档编号B64G1/32GK101934863SQ201010296539
公开日2011年1月5日 申请日期2010年9月29日 优先权日2010年9月29日
发明者孙兆伟, 曹喜滨, 李东柏, 李化义, 耿云海, 陈雪芹 申请人:哈尔滨工业大学