一种基于CMG的无陀螺太阳定向控制方法与流程

本发明属于航天器姿态控制领域，涉及一种基于cmg的无陀螺太阳定向控制方法。

背景技术：

对于中低轨道卫星来说，卫星大部分运行时间在境外，地面支持的弧段很少，因此要求卫星具有一定的在轨自主运行和维护能力。当系统出现故障时，应能够及时监测出故障，进行姿态控制系统的重构，恢复系统的正常运行状态。当卫星由于各种原因导致姿态失控、基准丢失等故障时，为了保证卫星的能源安全，均需要控制卫星实现对日定向，保证太阳帆板的能源获取效率。

传统采用动量轮控制的卫星，受限于动量轮力矩输出小，一般均使用喷气控制进行太阳定向，但喷气控制将消耗卫星燃料，对卫星在轨使用寿命不利。此外，现有的太阳定向控制算法均依赖于陀螺测量的三轴角速度，但陀螺在轨容易发生故障，且陀螺故障是导致卫星姿态控制失稳的主要原因，因此，在不确定陀螺健康时，方法不可用，限制了使用范围。

随着我国航天器控制技术的不断发展，卫星更多的采用控制力矩陀螺cmg作为执行机构，cmg具备输出大力矩的能力，能够进行敏捷姿态机动。因此，对配置cmg的卫星来说，可采用cmg进行太阳定向。

技术实现要素：

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种基于cmg的无陀螺太阳定向控制方法，该方法针对采用cmg作为主要执行机构的卫星，在卫星姿态失控、基准丢失等故障时，不依赖陀螺的测量角速度信息，也不消耗燃料，通过cmg来进行太阳搜索和太阳定向阶段的姿态控制，保证卫星的能源安全。

本发明的技术解决方案是：

一种基于cmg的无陀螺太阳定向控制方法，卫星采用多个cmg作为执行机构，卫星上配置有0-1式太阳敏感器和数字太阳敏感器，包括步骤如下：

1)cmg回标称位置处理

当检测到卫星姿态失控或丢失姿态基准后，首先控制每个cmg均转回标称位置，当卫星进入到太阳光照区后，进入步骤2)；

2)太阳搜索处理

通过0-1式太阳敏感器获取太阳矢量方位，查表获得太阳搜索旋转轴矢量利用多个cmg输出力矩使卫星产生偏置角速度，进行太阳搜索，当数字太阳敏感器判定搜索太阳矢量成功后，进入步骤3)；

3)太阳定向处理

利用数字太阳敏感器获得卫星本体系的太阳矢量与卫星本体系的星体对日轴矢量确定太阳定向控制力矩τ；控制多个cmg输出的合力矩等于所述太阳定向控制力矩τ，直至所述星体对日轴矢量与所述太阳矢量之间的夹角小于角度门限，完成卫星的对太阳定向工作。

本发明与现有技术相比优点在于：

1)本发明采用cmg进行太阳搜索和太阳定向阶段的姿态控制，基于角动量交换原理进行控制，全过程不消耗卫星燃料，可提升卫星在轨使用寿命。

2)本发明采用cmg进行太阳搜索和太阳定向阶段的姿态控制，基于角动量交换原理进行控制。由于cmg的合成角动量存在上限，因此即使cmg控制发生故障，星体角速度也会保持在一定的范围内，避免了喷气控制异常导致星体高速旋转危害整星安全。

3)本发明方法通过cmg合成角动量进行星体角速度估计，全过程不依赖于陀螺，使得本发明方法的应用更加广泛。特别是当卫星处于寿命末期，健康陀螺的个数不足的情况。

4)相比传统喷气控制，能够输出更大的控制力矩，本发明采用cmg进行太阳搜索和太阳定向时能够更加快速，节省卫星完成对日的时间，保证卫星的能源安全。

附图说明

图1为本发明方法的流程框图；

图2为本一实施例对应的控制全过程惯性角速度变化曲线；

图3为本一实施例对应的控制全过程卫星对日轴与太阳矢量夹角变化曲线。

具体实施方式

针对现有太阳定向控制方法的不足，本发明提出了一种基于cmg的无陀螺太阳定向控制方法，全过程不利用陀螺信息，也不利用喷气进行姿态控制。避免了陀螺故障使得太阳定向不成功，以及喷气控制对燃料的消耗，以及误喷气所导致的星体角速度过大，能够保证卫星能源安全。

如图1所示，为本发明方法的流程图，本发明方法将太阳定向过程划分为三个阶段，其中，cmg回标称位置处理为第一阶段，太阳搜索处理为第二阶段，太阳定向处理为第三阶段。

卫星采用多个控制力矩陀螺cmg作为执行机构，所述多个cmg作为cmg群，卫星上配置有0-1式太阳敏感器和数字太阳敏感器。本发明一种基于cmg的无陀螺太阳定向控制方法，包括步骤如下：

1)cmg回标称位置处理

当检测到卫星姿态失控或丢失姿态基准后，首先控制每个cmg均转回标称位置，当卫星进入到太阳光照区后，进入步骤2)；回到标称位置后，多个cmg的合成角动量hcmg的三轴分量均近似为零。

2)太阳搜索处理

通过0-1式太阳敏感器获取太阳矢量方位，查表获得太阳搜索旋转轴矢量利用多个cmg输出力矩使卫星产生偏置角速度，进行太阳搜索，当数字太阳敏感器判定搜索太阳矢量成功后，进入步骤3)；

3)太阳定向处理

利用数字太阳敏感器获得卫星本体系的太阳矢量与卫星本体系的星体对日轴矢量确定太阳定向控制力矩τ；控制多个cmg输出的合力矩等于所述太阳定向控制力矩τ，直至所述星体对日轴矢量与所述太阳矢量接近重合，即所述星体对日轴矢量与所述太阳矢量之间的夹角小于角度门限，完成卫星的对太阳定向工作。其中，角度门限取值范围为5°～30°，优选的角度门限的最大值不大于20°。

步骤2)所述进行太阳搜索的实现方法，具体为：

21)以dt为两相邻采样周期之间的时间间隔，通过0-1式太阳敏感器获取太阳矢量的方位，获得太阳搜索旋转轴矢量根据当前采样周期获得的太阳搜索旋转轴矢量确定角速度控制误差ωe；并判定当前采样周期获得的太阳搜索旋转轴矢量与上一采样周期获得的太阳搜索旋转轴矢量是否相同，若不相同则设置当前采样周期的角速度控制误差积分为零，进入步骤23)；若相同则进入步骤22)；所述dt的取值范围为小于1s；

步骤21)确定角速度控制误差ωe的方法，具体为：

其中，为卫星的惯性角速度估计值，ωc为太阳搜索时的目标惯性角速度，ωbias为旋转角速度模值，ωbias＞0，is为星体的转动惯量矩阵标称值，hcmg为多个cmg的合成角动量。

22)根据步骤21)确定的所述角速度控制误差ωe和上一采样周期的角速度控制误差积分确定当前采样周期的角速度控制误差积分然后进入步骤23)；所述确定当前采样周期的角速度控制误差积分的方法，具体为：

23)根据当前采样周期的角速度控制误差积分和步骤21)确定的所述角速度控制误差ωe，确定太阳搜索控制力矩τ，控制多个cmg输出的合力矩等于太阳搜索控制力矩τ，控制卫星进行太阳搜索，后进入步骤24)；步骤23)所述确定太阳搜索控制力矩τ的方法，具体为：

其中，kωp和kωi为控制参数，且kωp＞0，kωi＞0，

24)判定当前采样周期，数字太阳敏感器是否连续n个采样周期输出见太阳标志为1，若是，则判定搜索太阳矢量成功，若不是，则返回步骤21)。其中，n为大于或等于2的正整数。

所述步骤3)对太阳定向实现方法，具体为：

31)以dt为两相邻采样周期之间的时间间隔，获得数字太阳敏感器输出的卫星本体系的太阳矢量

32)根据步骤31)获得的所述卫星本体系的太阳矢量和卫星本体系的星体对日轴矢量确定所述星体对日轴矢量与太阳矢量之间的夹角θ，同时，确定卫星本体系中卫星对太阳定向旋转轴的单位矢量所述星体对日轴矢量与卫星固连。

33)在控制卫星运动之前，根据步骤32)确定的所述夹角θ和所述单位矢量确定太阳定向控制力矩τ；所述确定太阳定向控制力矩τ的方法，具体为：

当|θ|＞θmlf时，θ^t＝sign(θ)·θmlf，

当|θ|≤θmlf时，θ^t＝θ，

其中，is为星体的转动惯量矩阵标称值，kθp、kθi和kθd为控制参数，kθp＞0，kθi＞0，kθd＞0，θmlf表示限幅值，θmlf的取值范围为5°～20°。

34)控制多个cmg输出的合力矩等于步骤33)所述的太阳定向控制力矩τ；

35)判断当前星体对日轴矢量与所述太阳矢量之间的夹角是否小于角度门限，若小于角度门限，则完成卫星的对太阳定向工作；反之则重复步骤31)～34)直至所述星体对日轴矢量与所述太阳矢量之间的夹角小于角度门限，完成卫星的对太阳定向工作。

实施例

以某典型卫星为例。卫星的转动惯量星上装订的转动惯量名义值为设置卫星-z轴对日，即卫星配置了4台25nms的cmg，cmg采用双平行安装方式，cmg1和cmg2的框架角轴位于本体的+x轴，cmg3和cmg4位于本体的+y轴，4个cmg的标称位置为：55.0°，125.0°，125.0°，55.0°。kωp＝0.1，kωi＝0.001，kθp＝0.1，kθd＝1.0，kθi＝0.001，ωbias＝1.0°/s，θmlf＝10°，dt＝0.125s，n＝2。星体初始三轴角速度分别为：3°/s、-2°/s和3.6°/s，4个cmg的框架角位置处于0.0°，115.0°，100.0°，145.0°。首先，4个cmg按照2°/s的速度回到标称位置，所用时间约为45秒。如图2所示，第一阶段结束时，通过控制cmg回标称位置，星体的三轴角速度下降至2°/s左右。然后，进行太阳搜索，太阳搜索过程中采用01式太阳敏感器获取太阳矢量的大致方位，通过cmg控制进行太阳搜索。当太阳搜索成功后，卫星利用数字太阳敏感器和cmg实现卫星对太阳定向。如图3所示，在太阳定向阶段，卫星的对日轴与太阳矢量的夹角保持在5°以内，实现对日定向，保证了整星能源安全。

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。