一种磁阻尼重捕地球控制方法及系统与流程

本发明涉及卫星姿态控制技术，具体涉及一种基于地平仪信息的磁阻尼重捕地球控制方法及系统。

背景技术：

磁阻尼控制(或称磁轮联控)仅基于地磁场信息，控制磁力矩器即可实现卫星角速度的阻尼控制；磁阻尼控制且结合偏置动量飞轮，可实现阻尼后星体俯仰轴接近轨道面法线，对于晨昏轨道卫星可保证能源。因此在当今卫星姿轨控分系统研制中获得了越来越重要的应用。具体为，根据晨昏轨道特点，当姿态控制异常时，起旋偏置动量轮，此时动量轮轴线接近轨道法线，体现定轴性。此时设计磁矩力矩将控制至B方向，即星体X、Z轴沿地磁矢量方向，因此可保证帆板面受照，保证能源。

由于地磁场矢量在惯性空间以2ω₀(2倍轨道角速度)变化，跟踪地磁场星体也应以2ω₀转动，因此星体俯仰轴处于慢旋状态，安装在卫星俯仰轴的红外地平仪必然存在视场良好的过程，即红外地平仪必然存在姿态可用的过程。因此可基于地平仪信息，完成卫星俯仰和滚动轴的对地定向控制，而偏航轴可根据偏置动量特性，基于滚动姿态和滚动偏航姿态误差的耦合完成偏航轴控制。

技术实现要素：

本发明提供一种磁阻尼重捕地球控制方法及系统，在磁阻尼控制基础上自主建立偏置动量对地定向控制，简化姿态异常后的处理操作。

为实现上述目的，本发明公开了一种磁阻尼重捕地球控制方法，其特点是，该控制方法包含：

采用磁阻尼控制方法，设置俯仰飞轮转速保持在偏置动量目标转速，磁阻尼控制完成后，星体俯仰角速度跟随地磁场变化；

采用飞轮PI控制方法，飞轮转速指令中设置俯仰飞轮转速偏置量，在磁阻尼和重捕地球过程中，俯仰飞轮转速偏置量保持在偏置动量中心转速，星体处于偏置动量状态；

磁阻尼控制完成后，当地平仪姿态可用且控制用姿态不超过预设阈值，则直接由磁阻尼控制转入偏置动量飞轮对地控制，偏置动量飞轮对地控制首先基于地平仪两轴姿态进行控制。

上述磁阻尼控制方法包含：

根据式(1)计算磁矩M：

式(1)中Cxxmb为消旋目标角速度值，量纲为rad/s，默认均为0，地面注入修改，注入量限幅在±1度/秒以内，B为本体磁场强度，在磁阻尼控制模式下由磁强计测量得到；

根据式(2)计算磁电流：

Icout＝M/K_ic (2)

式(2)中K_ic为目标磁矩与磁电流转换系数；

仅俯仰飞轮转速保持在偏置动量目标转速，用于提供偏置角动量。

上述磁阻尼控制方法启动情况为发生如下情况之一，具体有：

a)初态，18min没有建立初始姿态；

b)初态喷气故障；

c)飞轮全姿态模式下，光照区10分钟没有捕获太阳；

d)稳态飞轮对地下，姿态无基准；

e)偏置动量磁控制下，姿态连续2s超过18度。

上述磁阻尼控制完成的判定方法：当各轴磁场强度的变化率连续小于预设的变化率阈值，则磁阻尼控制完成，并设置磁阻尼完成标志。

上述磁阻尼控制完成的判定方法包含：

当满足连续2000s满足式(3)：

则建立磁阻尼结束标志MDR＝FFFF，即磁阻尼完成。

上述飞轮PI控制方法包含：

由星体相对轨道系姿态角θ,ψ计算飞轮的指令转速，如式(4)：

式(4)中，θ,ψ为三轴控制用姿态；ω₀为轨道角速度；h_x、h_z分别为滚动、偏航轴飞轮角动量；K_px、K_ix、K_py、K_iy、K_pz、K_iz为PI控制参数；

飞轮转速由rad/s转换为rpm需乘以系数rad2rpm＝30/π，对输出飞轮指令转速进行限幅；

星载软件最终发送给飞轮的转速指令＝控制量+偏置量，如式(5)

在磁阻尼和重捕地球过程，俯仰飞轮转速偏置量均保持在偏置动量中心转速。

上述偏置动量飞轮对地控制包含：

磁阻尼结束标志已建立，地面注数“允许自主对地”的情况下，星上判断若连续5秒同时满足以下阈值：俯仰地平仪弦宽大于≥40度，且为双边弦宽；俯仰姿态≤20度；则建立捕获地球标志，清磁阻尼标志，转入偏置动量飞轮对地控制；

飞轮对地控制过程的姿态基准：以地平仪输出的滚动、俯仰地平仪姿态滤波值分别作为控制用滚动、俯仰姿态，滚动姿态取反后作为偏航轴控制用姿态，如式(6)：

在星敏感器可用后，可接入星敏姿态进行三轴控制。

一种磁阻尼重捕地球控制系统，其特点是，该系统包含：

磁阻尼控制设定模块，其采用磁阻尼控制方法，设置俯仰飞轮转速保持在偏置动量目标转速，磁阻尼控制完成后，星体俯仰角速度跟随地磁场变化；

飞轮PI控制设定模块，其采用飞轮PI控制方法，飞轮转速指令中设置俯仰飞轮转速偏置量，在磁阻尼和重捕地球过程中，俯仰飞轮转速偏置量保持在偏置动量中心转速，星体处于偏置动量状态；

控制模块，其接收磁阻尼控制设定模块和飞轮PI控制设定模块设定的参数，在磁阻尼控制完成后，当地平仪姿态可用且控制用姿态不超过预设阈值，则直接由磁阻尼控制转入偏置动量飞轮对地控制，偏置动量飞轮对地控制首先基于地平仪两轴姿态进行控制。

本发明一种磁阻尼重捕地球控制方法及系统和现有技术相比，其优点在于，本发明基于磁轮联控模式下俯仰轴运动规律，利用地平仪弦宽信息，在磁阻尼控制基础上自主建立偏置动量对地定向控制，避免了偏置动量飞轮消旋控制，因此该方法简洁，易于工程实现；

本发明在卫星姿态控制出现异常时，甚至是对日安全模式也出现异常时，可转入磁阻尼控制，磁阻尼控制仅基于地磁场信息，控制磁力矩器即可实现卫星角速度的阻尼控制，磁阻尼控制且结合偏置动量飞轮，可实现阻尼后星体俯仰轴接近轨道面法线，对于晨昏轨道卫星可保证能源。

附图说明

图1为本发明磁阻尼重捕地球控制方法的流程图；

图2为磁阻尼完成后星体跟踪地磁场变化示意图；

图3为磁阻尼后重捕地球过程姿态曲线图；

图4为重捕地球过程地平仪弦宽曲线图。

具体实施方式

以下结合附图，进一步说明本发明的具体实施例。

如图1并结合图2所示，为一种基于地平仪信息的磁阻尼重捕地区控制方法的实施例，该该控制方法具体包含以下步骤：

S1、采用磁阻尼控制方法，设置俯仰飞轮转速保持在偏置动量目标转速，磁阻尼控制完成后，星体俯仰角速度跟随地磁场变化，即星体俯仰轴处于慢旋状态，滚动偏航接近于章动运动。

磁阻尼控制方法启动情况为发生如下情况之一，具体有：

a)初态，18min没有建立初始姿态；

b)初态喷气故障；

c)飞轮全姿态模式下，光照区10分钟没有捕获太阳；

d)稳态飞轮对地下，姿态无基准；

e)偏置动量磁控制下，姿态连续2s超过18度。

磁阻尼控制方法具体包含：

根据式(1)计算磁矩M：

式(1)中Cxxmb(包含三轴的Cxxmbx、Cxxmby、Cxxmbz)为消旋目标角速度值，量纲为rad/s，默认均为0，地面注入修改，注入量限幅在±1度/秒以内，B为本体磁场强度，在磁阻尼控制模式下由磁强计测量得到。

根据式(2)计算磁电流：

Icout＝M/K_ic (2)

式(2)中，K_ic为目标磁矩与磁电流的转换系数。

飞轮控制：

仅俯仰飞轮转速保持在偏置动量目标转速，用于提供偏置角动量。

其中，磁阻尼控制完成的判定方法为：当各轴磁场强度的变化率连续小于预设的变化率阈值，则磁阻尼控制完成，并设置磁阻尼完成标志，即通过磁场强度变化，判断星体角速度阻尼完成情况，具体包含：

当满足连续2000s满足式(3)：

则建立磁阻尼结束标志MDR＝FFFF，即磁阻尼完成。

S2、采用飞轮PI控制方法，飞轮转速指令中设置俯仰飞轮转速偏置量，飞轮转速指令由控制指令和转速偏置量叠加得到，在磁阻尼和重捕地球过程中，俯仰飞轮转速偏置量保持在偏置动量中心转速，避免了偏置动量飞轮消旋控制，星体处于偏置动量状态。

其中，飞轮PI控制方法包含：

由星体相对轨道系姿态角θ,ψ计算飞轮的指令转速，如式(4)：

式(4)中，θ,ψ为三轴控制用姿态；ω₀为轨道角速度；h_x、h_z分别为滚动、偏航轴飞轮角动量；K_px、K_ix、K_py、K_iy、K_pz、K_iz为PI控制参数；

飞轮转速由rad/s转换为rpm需乘以系数rad2rpm＝30/π，对输出飞轮指令转速进行限幅；

星载软件最终发送给飞轮的转速指令＝控制量+偏置量，如式(5)：

在磁阻尼和重捕地球过程，俯仰飞轮转速偏置量均保持在偏置动量中心转速。

S3、自主判断俯仰地平仪弦宽差信息，当地平仪姿态可用且控制用姿态不超过预设阈值，则直接由磁阻尼控制转入偏置动量飞轮对地控制，偏置动量飞轮对地控制首先基于地平仪两轴姿态进行控制。

这里，通过自主判断俯仰地平仪弦宽差信息，保证重捕过程安全可靠；考虑到可能的敏感器异常，基于地平仪两轴姿态进行偏置动量飞轮对地控制。

偏置动量飞轮对地控制具体包含：

磁阻尼结束标志MDR＝FFFF已建立，地面注数“允许自主对地”的情况下，星上判断若连续5秒同时满足以下阈值：俯仰地平仪弦宽大于≥40度，且为双边弦宽；俯仰姿态≤20度；则建立捕获地球标志，清磁阻尼标志，转入偏置动量飞轮对地控制。

飞轮对地控制过程的姿态基准：以地平仪输出的滚动、俯仰地平仪姿态滤波值分别作为控制用滚动、俯仰姿态，滚动姿态取反后作为偏航轴控制用姿态，如式(6)：

在星敏感器可用后，可接入星敏姿态进行三轴控制。

如图3所示，为截取2015年1月12日磁阻尼后重捕地球过程姿态曲线，其中三角标记曲线为X轴姿态角曲线，圆形标记曲线为Y轴姿态角曲线，方形标记曲线为Z轴姿态角曲线。可见磁阻尼过程俯仰轴慢旋时，Y轴姿态角靠近X轴姿态角，并在如地平仪两周控制时与X轴姿态角曲线重合，在接入星敏三轴控制后，X轴姿态角曲线、Y轴姿态角曲线和Z轴姿态角曲线重合。

如图4所示，为截取2015年1月12日重捕地球过程地平仪弦宽曲线，其中三角标记曲线为俯仰地平仪左弦宽曲线，圆形标记曲线为俯仰地平仪右弦宽曲线。两曲线交回后并行的起始点为两边弦宽满足条件，接入地平仪控制的时刻。

本发明还公开了一种适用于上述磁阻尼重捕地球控制方法的系统，其特点是，该系统包含：磁阻尼控制设定模块、飞轮PI控制设定模块和连接磁阻尼控制设定模块与飞轮PI控制设定模块输出端的控制模块。

磁阻尼控制设定模块采用磁阻尼控制方法，设置俯仰飞轮转速保持在偏置动量目标转速，磁阻尼控制完成后，星体俯仰角速度跟随地磁场变化；

飞轮PI控制设定模块采用飞轮PI控制方法，飞轮转速指令中设置俯仰飞轮转速偏置量，在磁阻尼和重捕地球过程中，俯仰飞轮转速偏置量保持在偏置动量中心转速，星体处于偏置动量状态；

控制模块接收磁阻尼控制设定模块和飞轮PI控制设定模块设定的参数，在磁阻尼控制完成后，当地平仪姿态可用且控制用姿态不超过预设阈值，则直接由磁阻尼控制转入偏置动量飞轮对地控制，偏置动量飞轮对地控制首先基于地平仪两轴姿态进行控制。

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。