一种基于地心矢量信息的卫星姿态异常恢复控制方法与流程

本发明属于航天器姿态确定与控制领域，涉及一种卫星姿态的控制方法，适用于采用偏置动量控制的配置红外地球敏感器的航天器。

背景技术：

我国大量小卫星均采用偏置动量的控制方式，在正常情况下该控制方式可不采用陀螺测量信息，系统配置的陀螺仅用于初始正常姿态建立、轨控时星体姿态控制和异常下的姿态恢复等场合。当卫星在轨姿态异常且超出陀螺量程而无法实现星体三轴姿态角速度测量时，往往由于星体速度过大，难以由异常姿态恢复到正常稳定运行状态，因此陀螺状态是制约目前我国所有在轨卫星系统可靠性及安全性的关键因素之一。

现有航天器由异常姿态恢复到正常运行的方法除了利用光学姿态敏感器(如红外地球敏感器与太阳敏感器组合、星敏感器等)获取星体三轴姿态外，往往还依赖于陀螺对角速度信息进行测量。由上所述，受到陀螺量程的局限性，这种控制方法有可能无法将航天器由异常姿态控制回正常姿态，不利于航天器在轨的安全运行。

技术实现要素：

本发明解决的技术问题是：克服现有技术需同时依赖包括陀螺在内的多测量敏感器信息导致系统可靠性受到影响的问题，提供了一种仅依靠单一地球敏感器测量得到地心矢量信息的卫星姿态异常恢复控制方法，为无陀螺角速度测量下的卫星转入稳定偏置角动量控制提供条件，解决无陀螺测量时卫星姿态异常下的姿态恢复控制问题，进一步降低乃至取消卫星系统对陀螺的依赖，提高航天器在轨运行的安全性。

本发明的技术解决方案是：一种基于地心矢量信息的卫星姿态异常恢复控制方法，包括如下步骤：

(1)通过动量轮在卫星本体坐标系的Y轴建立偏置角动量；

(2)等待动量轮偏置启动正常且红外地球敏感器输出数据有效后，由红外地球敏感器的测量信息得到当前地心单位向量在卫星本体坐标系下的表示为E_b,k＝[E_bx,k E_by,kE_bz,k]^T，并计算此时的天平角天平角矢量和卫星速度，其中：

其中地心单位向量历史值E_b,k-1为前次红外地球敏感器有效时得到的值，N为红外地球敏感器测量当前有效值与前一有效历史值的间隔周期，Δt为红外地球敏感器的姿态测量周期；

(3)进行速率阻尼及粗对地指向控制，具体实施控制律为：

其中为大于零的常数，为天平角的偏置量，τ_CC为由控制律计算得到的提供给执行机构的力矩控制量；

(4)判定以及是否同时满足，如果满足则转入偏置角动量对地稳定控制，否则返回步骤(3)；其中，和ω_VLim分别为平角偏差幅值阈值和角速度幅值阈值。

所述的N≤5。所述的的取值范围为所述的的取值范围为所述的在10°～30°之间取值。所述的天平角偏差幅值阈值的取值范围为所述的角速度幅值阈值ω_VLim的取值范围为0°<ω_VLim≤0.2°。

所述的步骤(4)中偏置角动量对地稳定控制的控制率为：

τ_BC,z＝-α_ψτ_BC,x，

其中τ_BC,x、τ_BC,y、τ_BC,z分别为星体的三轴控制力矩，K_θ、K_ωx、K_ωy为大于零的常数，取值范围为0<K_θ<10，0<K_ωx<100、0<K_ωy<100，α_ψ为非负常数，0≤α_ψ≤1。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明方法通过天平角偏置控制，使得偏航角速度信息能在地心矢量的变化运动中有所反映，并由此获取角速度信息以有效实施速率阻尼，为卫星阻尼及姿态粗对地稳定运行控制提供了必要条件，克服了现有姿态测量方法在速率阻尼时仅依靠红外地球敏感器无法获取星体偏航角速度信息的欠姿态测量难题；

(2)本发明方法通过星体-Y轴角动量偏置，将天平角偏置控制系统的多平衡状态复杂系统，即平衡点为地心矢量与围绕轨道系Z轴且半锥角锥面上任意母线重合时的所有姿态，改造为具有孤立平衡状态的简单系统，经改造得到的新系统平衡点仅为地心矢量在上述锥面与轨道系Y轴垂直的两条母线重合时的星体姿态，即星体偏航姿态及偏航角速度虽不可测但其实际值理论上为零，避免了星体地心矢量落入锥面任意位置且偏航初始姿态不可知时星体仅通过红外地球敏感器测量无法转入正常对地运行状态，解决了具有多平衡点非线性特性的原复杂系统控制设计及工程技术实现难题；

(3)本发明方法可解决无陀螺测量时姿态异常下的航天器姿态恢复控制问题，与现有技术相比，有效克服了航天器在姿态异常角速度过大导致陀螺测量饱和无角速度反馈无信息可利用的问题，可以进一步降低乃至取消系统对陀螺的依赖。

由上可知，本发明方法相比现有全姿态捕获技术普遍需要三轴姿态测量信息不同，基于天平角概念，采用整星角动量偏置策略与天平角控制方法，在仅有红外地球敏感器姿态的欠测量情况下实现了星体三轴阻尼及姿态对地指向控制，有效规避了因星体大角速度下姿态敏感器无效导致无法获取三轴姿态信息所带来的卫星无法转入正常对地稳定运行的风险，提高了卫星系统的可靠性，并减小长寿命周期卫星系统异常处置对陀螺部件的依赖。

附图说明

图1为本发明方法的流程框图；

图2为本发明卫星三轴姿态角(a)和角速度(b)曲线；

图3为本发明天平角变化示意图；

图4为本发明卫星本体坐标系Y轴和轨道系Y轴的夹角示意图；

图5为本发明各阶段子模式标志示意图。

具体实施方式

如图1所示，为本发明提出的一种基于地心矢量信息的卫星姿态异常恢复控制方法的流程框图，具体实施步骤如下：

(1)对于对地稳定定向卫星在轨道上保持三轴稳定并对地定向控制(即保持卫星的本体坐标系与轨道系重合)，采用角动量管理装置(如动量轮、控制力矩陀螺)在星体负Y轴(-Y轴)方向建立偏置角动量。

轨道坐标系的定义为：原点为卫星质心，Z轴指向地心，X轴在轨道平面内垂直于Z轴并指向卫星速度方向，Y轴与X轴、Z轴构成右手直角坐标系并与轨道平面法向平行。

卫星本体坐标系的定义为：原点为卫星质心，对于对于定向卫星，当星体姿态为零时(即卫星本体坐标系与参考系轨道坐标系重合时)，Z轴指向地心，X轴指向卫星飞行方向，Y轴与X轴、Z轴构成右手直角坐标系。

当偏置动量沿俯仰轴负方向时(即-Y轴)可提高卫星滚动-偏航通道的稳定性，具体分析过程可参见：章仁为.卫星轨道姿态动力学与控制，北京：北京航空航天大学出版社，1998：172-175。

(2)地心矢量获取及数据处理：

在红外地球敏感器输出数据经有效性判断(如剔野、输出数据是否受日月影响等)为有效情况下，由红外地球敏感器测量输出计算地心单位矢量，并进行天平角和星体速度信息计算。具体为：

当红外地球敏感器测量输出有效时，由测量信息获取得到当前地心单位向量在卫星本体坐标系下的坐标E_b,k＝[E_bx,k E_by,k E_bz,k]^T，并保存上一次红外地球敏感器输出有效时的历史值E_b,k-1。

天平角定义为地心单位向量中的E_bz,k与卫星本体坐标系+Z轴之间的夹角，由此得：

天平角矢量定义为地心矢量单位向量E_b,k与卫星本体坐标系+Z轴所在平面的法向，由此得：

其中E_bx,k、E_by,k为当前地心单位向量E_b,k的相关分量。

利用前后两次红外地球敏感器输出的星体速度信息为

其中，地心单位向量历史值E_b,k-1为前次红外地球敏感器有效时得到的值，但不一定为前一周期值。当历史值E_b,k-1为前一周期值时取N＝1；当其为前两周期值时取N＝2，依次类推。一般取到N≤5即可，N超出限定次数后的历史值E_b,k-1待获取有效数据更新赋值后再使用。Δt为红外地球敏感器的姿态测量周期，N为红外地球敏感器测量当前有效值与前一有效历史值的间隔周期

式(3)的物理意义为：根据地心矢量变化前后值E_b,k、E_b,k-1进行叉乘运算所得到矢量垂直于地心矢量变化前后的方向，即地心矢量的变化方向，得到矢量的模(即其长度为地心矢量变化前后方向的夹角正弦值，当地心矢量变化前后间隔不大时则可近似为其变化前后的夹角，这也是本发明中限制N值的原因)；然后除以时间间隔N·Δt得到的矢量为地心矢量变化方向且其模为其夹角变化率。

由红外地球敏感器测量数据计算地心矢量的方法具体可参见：吕振铎、雷拥军.卫星姿态测量与确定，北京：国防工业出版社，2013：130-134。

(3)当偏置角动量建立完成后，则转入基于地心矢量的速率阻尼及粗对地指向控制，具体实施控制律为：

其中，为大于零的常数，一般在范围内取值，为天平角的偏置量，一般取10°～30°之间取值，τ_CC为由控制律计算得到的控制量，即提供给执行机构实现的力矩指令。

式(4)包括两部分，其中第一部分为通过施加沿垂直地心矢量单位向量E_b，k及卫星本体坐标系+Z轴的力矩，使得即控制实现地心单位向量E_b,k到设定锥面上；后部分通过施加沿地心矢量运动方向相反的力矩控制，起到能量耗散作用，使得地心矢量单位向量E_b,k稳定保持在设定锥面上。此外，由星体-Y轴方向建立偏置角动量将随轨道运动产生陀螺力矩，在控制的能量耗散下将使得航天器姿态趋于地心矢量在锥面且与轨道系Y轴垂直的前、后两条母线其一重合时的稳定平衡点姿态。

(4)在实现粗对地指向控制后，即(一般天平角偏差幅值阈值取)并且(一般角速度信息幅值阈值取0°<ω_VLim≤0.2°)，转入偏置角动量对地稳定控制。此时，输入信息为红外地球敏感器获取的滚动角与俯仰角θ(该角度为航天器本体坐标系相对轨道坐标系的欧拉角描述，偏航角ψ为航天器滚动轴X在当地水平面上的投影与轨道系X轴的夹角；俯仰角θ为卫星滚动轴X与其在当地水平面投影的夹角；滚动角为航天器俯仰轴Y与其在当地水平面投影的夹角。详细定义可参见：章仁为.卫星轨道姿态动力学与控制,北京：北京航空航天大学出版社，1998：137-143；)以及其由红外地球敏感器测量姿态信息处理得到的星体滚动角速度与俯仰角速度具体三轴控制律为：

其中，τ_BC,x、τ_BC,y、τ_BC,z分别为星体的三轴控制力矩，K_θ、K_ωx、K_ωy为大于零的常数，取值范围一般为0<K_θ<10，0<K_ωx<100、0<K_ωy<100，α_ψ为非负常数，一般为0≤α_ψ≤1。

偏置角动量控制通过星体在星体俯仰轴进行动量偏置，基于轨道罗盘原理使得卫星的滚动角和偏航角相互交变耦合。滚动角测量包含偏航角信息，无需独立的偏航姿态测量信息情况下通过滚动控制同时间接地实现偏航控制。本发明方法采用的偏置动量控制式(5)控制律可以很好的解决航天器由异常姿态转正常对地最后阶段的控制，以实现在无陀螺配置下系统由异常速率阻尼、粗对地定向及正常对地定向的整套策略实施的完整性。对于配置陀螺的航天器系统，当通过式(4)实现星体速率阻尼和粗对地定向后可确保陀螺测量退出饱和状态，因此也可以直接采用红外地球敏感器与陀螺测量姿态信息直接实现星体三轴姿态对地稳定控制。

由红外地球敏感器测量计算滚动角与俯仰角θ的相关计算可参见：吕振铎、雷拥军.卫星姿态测量与确定，北京：国防工业出版社，2013：130-134。

实施例

采用角动量H_w＝15Nms的4个动量轮、两个红外地球敏感器配置的系统，在转正常对地过程中姿态控制采用喷气，当偏置角动量控制正常后转入偏置角动量动量轮控制的长期运行状态。

各参数设定为

ω_VLim＝0.2°/s

K_θ＝5、K_ωx＝15、K_ωy＝15，α_ψ＝1

具体实施如下(其中各阶段用工作子模式字变量S_MODE加以区分)：

1)建立偏置角动量：将卫星俯仰轴动量轮进行-12Nms的角动量偏置，并置S_MODE＝1(偏置启动阶段)，此过程中推力器无控。在角动量偏置建立完成前，卫星姿态无控且自由旋转，其姿态及角速度如图2中的10000秒前所示；

2)地心矢量获取及基于地心矢量的速率阻尼及粗对地指向控制：等待动量轮偏置启动正常后红外地球敏感器输出数据有效后则转入S_MODE＝2，姿态测量根据有效的红外输出数据获取地心矢量E_b,k和天平角矢量并根据前后两次有效的红外输出计算卫星角速度姿态控制采用基于天平角及章动阻尼控制，相应控制律为式(4)。由图2(b)的10000～30000秒数据可以看出在此期间星体三轴角速度均很快控制衰减到0.2°/s以下，且由图3所给出的同时间段内天平角控制在10°附近。

3)偏置角动量喷气控制：当满足条件且三轴角速度满足要求及俯仰姿态角小于5度时，转为S_MODE＝3(偏置角动量喷气控制阶段)，控制律为式(5)。在该子模式下，由图2(a)可知星体将消除星体三轴姿态误差进一步减小，且由图4可知在30000秒以后星本体Y轴趋近轨道系Y轴。

4)偏置角动量对地稳定控制：在星时40000秒转入S_MODE＝4进入长期的偏置角动量动量轮控制，姿态测量为红外地球敏感器获取的滚动角与俯仰角θ，以及差分的星体滚动与俯仰角速度控制律为式(5)，从图2可知40000秒星体姿态及姿态角速度均趋于零。

上述各阶段所述工作子模式字S_MODE变化过程如图5所示。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。