专利名称：基于飞轮的卫星绕瞬时欧拉轴逐次逼近姿态机动控制装置及其控制方法
技术领域：
本发明涉及一种卫星姿态调整的控制装置及其控制方法。
背景技术：
大角度姿态机动已经逐渐成为现代小卫星的一项必备功能。现有的卫星大角度姿 态机动一般采用喷气控制来实现，但是由于频繁的大角度姿态机动，势必会造成卫星燃料 的大量消耗使卫星的使用寿命受到制约，而且喷气的控制系统配置也较为复杂，使卫星的 体积和重量都难以减小。
发明内容
本发明为了解决采用喷气控制实现卫星大角度姿态机动存在的燃料消耗大，卫星 的使用寿命短，且喷气的控制系统配置复杂，卫星的体积和重量都难以减小的问题，而提出 的基于飞轮的卫星绕瞬时欧拉轴逐次逼近姿态机动控制装置及其控制方法。基于飞轮的卫星绕瞬时欧拉轴逐次逼近姿态机动控制装置，它包括星体角速度传 感器、星体角位置传感器和反作用飞轮；它还包括星载控制组件，所述星载控制组件包括瞬 时欧拉轴算法模块、逐次逼近算法模块、目标姿态位置模块、比例项Kp乘法器模块、误差角 速度估计算法模块、阻尼项Kd乘法器模块和减法器；所述星体角速度传感器用于检测星体的角速度，并将检测到的角速度数据发送给 星载控制组件中的误差角速度估计算法模块；所述星体角位置传感器用于检测星体的角位置，并将检测到的角位置数据同时发 送给星载控制组件中的瞬时欧拉轴算法模块和误差角速度估计算法模块；所述瞬时欧拉轴算法模块用于接收星体角位置传感器发送的角位置数据，并通过 瞬时欧拉轴算法计算得到卫星当前姿态的瞬时欧拉轴数据，并发送给逐次逼近算法模块；所述瞬时欧拉轴算法模块还用于接收目标姿态位置模块发送的目标姿态位置数 据，并将其发送给逐次逼近算法模块；所述目标姿态位置模块发送的目标姿态位置数据是根据时间调用的存储器中的 数据或者根据地面站发送的遥控指令生成的位置数据；所述逐次逼近算法模块将接收到的卫星当前姿态的瞬时欧拉轴数据和目标姿态 位置数据进行比较获得偏差量，并截取一部分偏差量进行逐步逼近目标值的计算，并将计 算得到的数据发送给比例项Kp乘法器模块；所述比例项Kp乘法器模块将接收到的数据与预先设定的比例项Kp相乘，并将得 到的数据发送到减法器；所述误差角速度估计算法模块将接收到的角速度数据和角位置数据通过误差角 速度计算得到误差角数据，并将得到的误差角数据发送到阻尼项Kd乘法器模块；所述阻尼项Kd乘法器模块将接收到的误差角数据与预先设定的阻尼项Kd相乘，并将得到的数据发送到减法器；所述减法器将接收到的比例项Kp乘法器模块发送的数据和阻尼项Kd乘法器模块 发送的数据作差，得到并发送飞轮控制数据指令；所述反作用飞轮依据控制数据指令来改变力矩，实现卫星的姿态机动。基于飞轮的卫星绕瞬时欧拉轴逐次逼近姿态机动控制装置的控制方法，它通过如 下算法实现首先根据所述控制装置的系统要求，设定控制装置的参数，需要设计的参数有 Kd、Kp、Limit60，然后采用四元数表示卫星在姿态参考坐标系中的姿态为Qb = [QbO Qbl Qb2Qb3]T ；其中参数Kd是卫星控制器微分系数矩阵，参数Kp为卫星控制器比例系数矩阵， 参数LimiteO为卫星捕获阶段，限制机动角速度的上限系数；对于姿态偏差四元数Qe = [QeO Qel Qe2 Qe3]T为卫星相对目标坐标系姿态四元 数及分量，Qe为卫星相对目标坐标系姿态四元数，QeO为标部，[Qel Qe2 Qe3]T为矢部；根 据乘法关系可得出，Qe = Qt* Θ Qb公式五其中符号*表示共轭，Qt = [QtO Qtl Qt2 Qt3]T为目标坐标系姿态四元数及分 量，Qt为目标坐标系姿态四元数；对于姿态偏差角速度We，根据运动方程得出；We = Wb-Wt公式六其中We = [ffex Wey Wez]T为卫星相对目标角速度在卫星本体坐标系中的向量Wt =[fftxffty Wtz]T为目标坐标系角速度在卫星本体坐标系中的向量Wb = [Wbx Wby ffbz]τ 为卫星角速度在卫星本体坐标系中的向量；Wb为星体角速度传感器1的测量量；根据旋转姿态四元数的定义，当已知矢量re及绕其转过的角度σ e时可以定义四 元数Qe = [cos ( σ e/2)，rsin ( σ e/2)]，姿态误差四元数Qe表达了卫星当前姿态与目标姿 态的瞬时欧拉轴和偏差角的关系，即σ e = 2COS"1 (QeO), re = [Qel, Qe2, Qe3]T/sin ( σ e/2) 公式七由公式七可知，使σ e = 0，则机动角速度的方向应为re的方向，即瞬时欧拉轴的 方向ne = [Qel，Qe2, Qe3]T ；则所述控制信号u为u = -2Kp*ne*sign (QeO) -Kd*ffe = _[2Kpx 氺 Qel 氺 sign (QeO)+Kdx 氺 Wex2Kpy 氺 Qe2 氺 sig η (QeO) +Kdy*Wey2Kpz*Qe3*sign (QeO) +Kdz*Wez]公式八其中公式中SignO表示符号函数；ne = [Qel, Qe2, Qe3]T为瞬时欧拉轴的方向， 控制信号u穿越零的条件为2Kp*ne*sign (QeO) +Kd*We = 0公式九对姿态偏差四元数Qe进行限幅，即Qemax = max (| Qe 11，Qe2 |，Qe3 |)，公式十当 Qemax > Limit60 时ne = Limit60*ne/Qemax公式^^一根据公式八、公式十和公式十一的计算得出飞轮控制输入力矩向量tw为Tw = _(2Kp*ne*sign (QeO)+Kd*We)公式十二公式十二中Tw = [Twx Twy Twzjt为卫星控制器计算的飞轮控制输入力矩向量及 分量；Tw为卫星控制器计算的飞轮控制输入力矩向量；Tmax为卫星飞轮可输出的最大力矩；对控制信号Tw进行处理，当Tw向量中的任
6一分量大于Tmax时，对Tw进行向量限幅，即Tcmax = max (| Twx |，| Twy |，| Twz |)，公式十三当 Tcmax > Tmax 时Tw = Tmax*Tw/Tcmax ；所述控制信号Tw即为所述反作用飞轮产生力矩所依据控制数据指令。本发明利用了一般只用于卫星的稳定模式控制的反作用飞轮3，应用在大角度姿 态机动控制，提高了系统资源的利用率；反作用飞轮3仅利用电能，不消耗其它星上资源， 对于需要频繁大角度姿态机动的卫星，不消耗燃料，使卫星的使用寿命延长，且由于不用喷 气系统，使卫星的系统简单、重量轻、成本低，本发明可广泛适用于各种需要进行姿态机动 的卫星。
图1为本发明的模块结构示意图。
具体实施例方式具体实施方式
一结合图1说明本实施方式，本实施方式包括星体角速度传感器 1、星体角位置传感器2和反作用飞轮3 ；它还包括星载控制组件5，所述星载控制组件5包 括瞬时欧拉轴算法模块5-1、逐次逼近算法模块5-2、目标姿态位置模块5-3、比例项Kp乘法 器模块5-4、误差角速度估计算法模块5-5、阻尼项Kd乘法器模块5-6和减法器5-7 ；所述星体角速度传感器1用于检测星体的角速度，并将检测到的角速度数据发送 给星载控制组件5中的误差角速度估计算法模块5-5 ；所述星体角位置传感器2用于检测星体的角位置，并将检测到的角位置数据同时 发送给星载控制组件5中的瞬时欧拉轴算法模块5-1和误差角速度估计算法模块5-5 ；所述瞬时欧拉轴算法模块5-1用于接收星体角位置传感器2发送的角位置数据， 并通过瞬时欧拉轴算法计算得到卫星当前姿态的瞬时欧拉轴数据，并发送给逐次逼近算法 模块5-2 ；所述瞬时欧拉轴算法模块5-1还用于接收目标姿态位置模块5-3发送的目标姿态 位置数据，并将其发送给逐次逼近算法模块5-2 ；所述目标姿态位置模块5-3发送的目标姿态位置数据是根据时间调用的存储器 中的数据或者根据地面站发送的遥控指令生成的位置数据；所述逐次逼近算法模块5-2将接收到的卫星当前姿态的瞬时欧拉轴数据和目标 姿态位置数据，通过将卫星当前姿态的瞬时欧拉轴数据与目标姿态的瞬时欧拉轴数据进行 比较获得偏差量，并截取一部分偏差量进行逐步逼近目标值的计算，并将计算得到的数据 发送给比例项Kp乘法器模块5-4 ；所述比例项Kp乘法器模块5-4将接收到的数据与预先设定的比例项Kp相乘，并 将得到的数据发送到减法器5-7 ；所述误差角速度估计算法模块5-5将接收到的角速度数据和角位置数据通过误 差角速度计算得到误差角数据，并将得到的误差角数据发送到阻尼项Kd乘法器模块5-6 ；所述阻尼项Kd乘法器模块5-6将接收到的误差角数据与预先设定的阻尼项Kd相 乘，并将得到的数据发送到减法器5-7 ；
所述减法器5-7将接收到的比例项Kp乘法器模块5-4发送的数据和阻尼项Kd乘 法器模块5-6发送的数据作差，得到并发送飞轮控制数据指令；所述反作用飞轮3依据控制数据指令来产生力矩，实现卫星的姿态机动。
具体实施方式
二 结合图1说明本实施方式，本实施方式与具体实施方式
一不同 点在于它还增加了控制向量限幅器模块5-8 ；所述控制向量限幅器模块5-8用于接收减法 器5-7发送的飞轮控制数据指令，并进行向量限幅，并发送向量限幅后的飞轮控制数据指 令。其它组成和连接方式与具体实施方式
一相同。
具体实施方式
三采用具体实施方式
一或二所述基于飞轮的卫星绕瞬时欧拉轴逐 次逼近姿态机动控制装置的控制方法，它通过如下算法实现首先根据所述控制装置的系统要求，设定控制装置的参数，需要设计的参数有 Kd、Kp、Limit60，其中Kd = diag([Kdx Kdy Kdz]T)，参数Kd为卫星控制器微分系数矩阵Kp = diag ([KpxKpy Kpz]τ)参数Kp为卫星控制器比例系数矩阵，设计原则为Kp = Ib*Wc2，公式一Kd = 2Ib*keci*Wc，公式二参数LimiteO为卫星捕获阶段，限制机动角速度的上限系数；Limit60的设计值 为Limit60 = 2keci*WLimit/Wc，公式三上述公式一、二和三中的参数Wc为选定的系统频率，参数keci为选定的系统阻尼 比，参数Wlimit为限制机动角速度的上限值；其中Ib = diag(Ibx Iby Ibz]τ)为卫星转动 惯量矩阵；星体转动的误差角估计算法，为避免计算中出现大角度奇异问题，所述误差角速 度计算方法，采用四元数表示卫星在姿态参考坐标系中的姿态，星体运动学方程可写为dQb/dt = 0. 5Qb Θ Wb公式四式中Θ表示四元数乘积，其中Qb = [QbO Qbl Qb2 Qb3]T为卫星姿态四元数及分 量，参数Qb为卫星姿态四元数在卫星本体坐标系中的向量，QbO为标部，[Qbl Qb2 Qb3]T* 矢部，Wb= [ffbx Wby Wbz]T为卫星角速度在卫星本体坐标系中的向量及分量；参数Wb为 卫星角速度在卫星本体坐标系中的向量；当星体角位置传感器2有输出时，参数Qb为星体角位置传感器2的测量值，否则， 采用积分确定Qb，所述积分公式即为公式四，对于姿态偏差四元数Qe = [QeO Qel Qe2 Qe3]T为卫星相对目标坐标系姿态四元 数及分量，Qe为卫星相对目标坐标系姿态四元数，QeO为标部，[Qel Qe2 Qe3]T为矢部；根 据乘法关系可得出，Qe = Qt* Θ Qb公式五其中符号*表示共轭，Qt = [QtO Qtl Qt2 Qt3]T为目标坐标系姿态四元数及分 量，Qt为目标坐标系姿态四元数，对于姿态偏差角速度We，根据运动方程得出；We = Wb-Wt公式六其中We = [ffex Wey Wez]T为卫星相对目标角速度在卫星本体坐标系中的向量及 分量，We为卫星相对目标角速度在卫星本体坐标系中的向量，Wb = [ffbx Wby卫星
8角速度在卫星本体坐标系中的向量及分量，Wb为卫星角速度在卫星本体坐标系中的向量； Wt= [fftx Wty目标坐标系角速度在卫星本体坐标系中的向量及分量，Wt为目标
坐标系角速度在卫星本体坐标系中的向量；根据旋转姿态四元数的定义，当已知矢量re及绕其转过的角度^e可以定义四 元数Qe = [cos(oe/2), resin ( ο e/2)]，因此，姿态误差四元数Qe表达了卫星当前姿态 与目标姿态的瞬时欧拉轴和偏差角的关系，即σ e = 2COS—1 (QeO)，re = [Qe 1, Qe2, Qe3]T/ sin(o e/2)公式七机动的目的是为使oe = 0，由公式七可知，为使oe = 0，则机动角速度的方向应 为re的方向，即瞬时欧拉轴的方向ne = [Qe 1, Qe2, Qe3]T ；则所述控制信号u为u = -2Kp*ne*sign (QeO) -Kd*ffe = _[2Kpx 氺 Qel 氺 sign (QeO)+Kdx 氺 Wex2Kpy 氺 Qe2 氺 sig η (QeO) +Kdy*Wey2Kpz*Qe3*sign (QeO) +Kdz*Wez]公式八其中公式中SignO表示符号函数；公式八中ne = [Qel，Qe2，Qe3]T为瞬时欧拉轴 的方向，由公式八可知，控制信号u穿越零的条件为2Kp*ne*sign (QeO)+Kd*We = 0公式九为避免反作用飞轮3转速饱和，对姿态偏差四元数Qe进行限幅，即Qemax = max (| Qe 11，Qe2 |，Qe3 |)，公式十当 Qemax > Limit60 时ne = Limit60*ne/Qemax公式^^一根据公式八、公式十和公式十一可以得到飞轮控制输入力矩向量Tw为Tw = _(2Kp*ne*sign (QeO)+Kd*We)公式十二公式十二中Tw = [Twx Twy TwzJt为卫星控制器计算的飞轮控制输入力矩向量及 分量；Tw为卫星控制器计算的飞轮控制输入力矩向量；为防止飞轮控制信号超出飞轮控制能力Tmax，Tmax为卫星飞轮可输出的最大力 矩；对控制信号Tw进行处理，当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 |)，公式十三当 Tcmax > Tmax 时Tw = Tmax*Tw/Tcmax ；所述控制信号Tw即为所述反作用飞轮3产生力矩所依据控制数据指令。
具体实施方式
四本实施方式与具体实施方式
三不同点在于所述试验卫星三号 的技术参数为Tmax = 0. 04Nm ;Ib = diag([Ibx IbyI bz]T) = diag([45. 584，47. 268， 46. 943]T) kg m2 ；Wc = 0. 2462，keci = 0. 9850，Wlimit = 0. 5° /s，设计的 Kd、Kp、Limit60 为Kp = Ib*Wc2 = diag([2. 764,2. 866,2. 846]T)，Kd = 2Ib*keci*Wc = diag([22. 111,22. 928,22. 771]T)Limit60 = 2keci*WLimit/ffc = 2. 5°。当星体角位置传感器2有输出时，参数Qb为星体角位置传感器2的测量值，否则， 使用积分方程dQb/dt = 0. 5Qb Θ Wb对于姿态偏差四元数Qe，根据乘法关系，有Qe = Qt* Θ Qb对于姿态偏差角速度We，根据运动方程，有We = Wb-Wt瞬时欧拉轴ne = [Qel, Qe2, Qe3]T。
u = -2Kp*ne*sign(QeO)-Kd^ffeQmax = max (| Qel |，Qe2 |，Qe3 |)，当 Qmax > Limit60 时ne = Limit60*ne/QmaxTw = -(2Kp*Ne*sign(QeO)+Kd*We)Tcmax = max (| Twx |，| Twy |，| Twz |)，当Tcmax > Tmax时Tw = Tmax*Tw/Tcmax。其它组成和连接方式与具体实施方式
三相同。以上内容是结合具体的优选实施方式对本发明所作的进一步详细说明，不能认定 本发明的具体实施只局限于这些说明。对于本所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱 离本发明构思的前提下，还可以做出若干简单推演或替换，都应当视为属于本发明所提交 的权利要求书确定的专利保护范围。
10
权利要求
基于飞轮的卫星绕瞬时欧拉轴逐次逼近姿态机动控制装置，它包括星体角速度传感器(1)、星体角位置传感器(2)和反作用飞轮(3)；其特征在于它还包括星载控制组件(5)，所述星载控制组件(5)包括瞬时欧拉轴算法模块(5 1)、逐次逼近算法模块(5 2)、目标姿态位置模块(5 3)、比例项Kp乘法器模块(5 4)、误差角速度估计算法模块(5 5)、阻尼项Kd乘法器模块(5 6)和减法器(5 7)；所述星体角速度传感器(1)用于检测星体的角速度，并将检测到的角速度数据发送给星载控制组件(5)中的误差角速度估计算法模块(5 5)；所述星体角位置传感器(2)用于检测星体的角位置，并将检测到的角位置数据同时发送给星载控制组件(5)中的瞬时欧拉轴算法模块(5 1)和误差角速度估计算法模块(5 5)；所述瞬时欧拉轴算法模块(5 1)用于接收星体角位置传感器(2)发送的角位置数据，并通过瞬时欧拉轴算法计算得到卫星当前姿态的瞬时欧拉轴数据，并发送给逐次逼近算法模块(5 2)；所述目标姿态位置模块(5 3)用于根据时间调用的存储器中的数据或者根据地面站发送的遥控指令生成目标姿态位置数据；并将该目标姿态位置数据发送给瞬时欧拉轴算法模块(5 1)所述瞬时欧拉轴算法模块(5 1)还用于接收目标姿态位置模块(5 3)发送的目标姿态位置数据，并将其发送给逐次逼近算法模块(5 2)；所述逐次逼近算法模块(5 2)将接收到的卫星当前姿态的瞬时欧拉轴数据和目标姿态位置数据，通过将卫星当前姿态的瞬时欧拉轴数据与目标姿态的瞬时欧拉轴数据进行比较获得偏差量，并通过对姿态偏差四元数进行限幅进行逐步逼近目标值的计算，并将计算得到的数据发送给比例项Kp乘法器模块(5 4)；所述比例项Kp乘法器模块(5 4)将接收到的数据与预先设定的比例项Kp相乘，并将得到的数据发送到减法器(5 7)；所述误差角速度估计算法模块(5 5)将接收到的角速度数据和角位置数据通过误差角速度计算得到误差角数据，并将得到的误差角数据发送到阻尼项Kd乘法器模块(5 6)；所述阻尼项Kd乘法器模块(5 6)将接收到的误差角数据与预先设定的阻尼项Kd相乘，并将得到的数据发送到减法器(5 7)；所述减法器(5 7)将接收到的比例项Kp乘法器模块(5 4)发送的数据和阻尼项Kd乘法器模块(5 6)发送的数据作差，得到并发送飞轮控制数据指令；所述反作用飞轮(3)依据控制数据指令来改变力矩，实现卫星的姿态机动。
2.根据权利要求1所述的基于飞轮的卫星绕瞬时欧拉轴逐次逼近姿态机动控制装置， 其特征在于它还包括控制向量限幅器模块(5-8)；所述控制向量限幅器模块(5-8)用于接 收减法器(5-7)发送的飞轮控制数据指令，并进行向量限幅，并发送向量限幅后的飞轮控 制数据指令。
3.采用如权利要求2所述的基于飞轮的卫星绕瞬时欧拉轴逐次逼近姿态机动控制装 置的控制方法，其特征在于所述控制方法的过程为首先根据所述控制装置的系统要求，设定控制装置的参数，需要设计的参数有Kd、Kp、 Limit60，然后采用四元数表示卫星在姿态参考坐标系中的姿态为Qb = [QbO Qbl Qb2Qb3]T ；其中参数Kd是卫星控制器微分系数矩阵，参数Kp为卫星控制器比例系数矩阵，参数LimiteO 为卫星捕获阶段，限制机动角速度的上限系数；对于姿态偏差四元数Qe= [QeO Qel Qe2 Qe3]T为卫星相对目标坐标系姿态四元数及 分量，Qe为卫星相对目标坐标系姿态四元数，QeO为标部，[Qel Qe2矢部，根据乘法关系可得出，Qe = Qt* Θ Qb公式五其中符号*表示共轭，Qt = [QtO Qtl Qt2 Qt3]T为目标坐标系姿态四元数及分量，Qt 为目标坐标系姿态四元数；对于姿态偏差角速度We，根据运动方程得出； We = Wb-Wt公式六其中We= [ffex Wey Wez]T为卫星相对目标角速度在卫星本体坐标系中的向量Wt = [fftxffty Wtz]T为目标坐标系角速度在卫星本体坐标系中的向量Wb = [Wbx Wby Wbz]T* 卫星角速度在卫星本体坐标系中的向量；Wb为星体角速度传感器(1)的测量量；根据旋转姿态四元数的定义，当已知矢量re及绕其转过的角度0 6时可以定义四元 数Qe = [cos ( σ e/2)，rsin ( σ e/2)]，姿态误差四元数Qe表达了卫星当前姿态与目标姿态 的瞬时欧拉轴和偏差角的关系，即 oe = 2COS—1 (QeO)，re = [Qel, Qe2，Qe3]T/sin( σ e/2) 公式七由公式七可知，使σ e = 0，则机动角速度的方向应为re的方向，即瞬时欧拉轴的方向 ne = [Qel, Qe2, Qe3]T ；则所述控制信号u为u = -2Kp*ne*sign(QeO)-Kd*ffe = _[2Kpx氺Qel氺sign (QeO)+Kdx*ffex2Kpy*Qe2*sign (Qe 0) +Kdy*Wey2Kpz*Qe3*sign (QeO) +Kdz*Wez]公式八其中公式中signO表示符号函数；ne = [Qel, Qe2, Qe3]T为瞬时欧拉轴的方向，控制信号 u穿越零的条件为2Kp*ne*sign (QeO)+Kd*We = 0公式九对姿态偏差四元数Qe进行限幅，即Qemax = max (| Qel | , Qe2 | , Qe3 |),公式十当 Qemax > Limit60 时ne = Limit60*ne/Qemax公式十一根据公式八、公式十和公式十一的计算得出飞轮控制输入力矩向量Tw为 Tw = - (2Kp*ne*sign (QeO) +Kd*We)公式十二公式十二中Tw= [Twx Twy Twz]T为卫星控制器计算的飞轮控制输入力矩向量及分量; Tw为卫星控制器计算的飞轮控制输入力矩向量；Tmax为卫星飞轮可输出的最大力矩；对控制信号Tw进行处理，当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 |)，公式十三 当 Tcmax > Tmax 时Tw = Tmax*Tw/Tcmax ；所述控制信号Tw即为所述反作用飞轮(3)产生力矩所依据控制数据指令。
4.根据权利要求3所述的基于飞轮的卫星绕瞬时欧拉轴逐次逼近姿态机动控制装置 的控制方法，其特征在于所述 Kd = diag( [Kdx Kdy Kdz]τ) :Κρ = diag([Kpx Kpy Κρζ]τ) 设计原则为Kp = Ib^ffc2,公式一Kd = 2Ib*keci*Wc，公式二Limit60的设计值为Limit60 = 2keci*WLimit/Wc，公式三上述公式一、二和三中的参数Wc为选定的系统频率，参数keci为选定的系统阻尼比， 参数Wlimit为限制机动角速度的上限值；其中Ib = diag(Ibx Iby Ibz]T)为卫星转动惯 量矩阵。
5.根据权利要求3所述的基于飞轮的卫星绕瞬时欧拉轴逐次逼近姿态机动控制装置 的控制方法，其特征在于当星体角位置传感器(2)有输出测量数据时，参数Qb为星体角位 置传感器⑵的输出测量数据值；当星体角位置传感器⑵无输出测量数据时，采用如下积 分方法确定参数Qb ；所述误差角速度计算方法，采用四元数表示卫星在姿态参考坐标系中 的姿态，星体运动学方程可写为dQb/dt = 0. 5Qb Θ Wb公式四式中Θ表示四元数乘积，其中Qb = [QbO Qbl Qb2 Qb3]T为卫星姿态四元数及分量，参 数Qb为卫星姿态四元数，Wb = [ffbx Wby Wbz]T为卫星角速度在卫星本体坐标系中的向量 及分量；参数Wb为卫星角速度在卫星本体坐标系中的向量，Wbx Wby Wbz分别表示参数Wb 在χ轴、y轴和ζ轴上的分量。
全文摘要
基于飞轮的卫星绕瞬时欧拉轴逐次逼近姿态机动控制装置及其控制方法，它涉及卫星姿态调整的控制装置及其控制方法。它为解决采用喷气控制实现卫星大角度姿态机动存在的燃料消耗大，卫星的使用寿命短，且喷气的控制系统配置复杂，卫星的体积和重量都难以减小的问题而提出。先根据所述控制装置的系统要求，设定控制装置的参数，根据运动方程得出姿态偏差角速度；姿态误差四元数表达卫星当前姿态与目标姿态的瞬时欧拉轴和偏差角的关系得到控制信号再计算得出卫星控制器计算的飞轮控制输入力矩向量并作为反作用飞轮产生力矩所依据控制数据指令。它不消耗其它星上资源，不消耗燃料，使卫星的使用寿命延长，它可广泛适用于各种需要进行姿态机动的卫星。
文档编号B64G1/24GK101941528SQ20101029852
公开日2011年1月12日 申请日期2010年9月30日 优先权日2010年9月30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