基于纯磁控方式的卫星对日自旋稳定姿态控制方法及装置

1.本发明属于航天器姿态控制技术领域，特别涉及一种基于纯磁控方式的卫星对日自旋稳定姿态控制方法及装置。


背景技术：

2.通常来说，为保证星上系统能源供应，卫星在轨运行的绝大部分时间均处于对日定向状态。在对日定向状态下，卫星依靠姿态控制系统不断调整卫星姿态，从而使太阳帆板始终对准太阳矢量。对日定向状态对星上能源供应至关重要，能否建立稳定可靠的对日定向姿态，直接决定了卫星飞行任务的成败。因此，研究如何采用最小系统实现对日定向姿态控制，尤其对于星上配置受限、器件工作故障的卫星，意义重大。
3.2007年，骆军红等研究者针对太阳帆航天器，设计了一种自旋稳定姿态控制方法，探讨了自旋速度的获得方式，并对太阳帆航天器姿态控制特性进行了仿真分析，仿真结果表明太阳帆可以通过自旋实现单轴指向。2019年，夏喜旺等研究者选用太阳敏感器和磁强计作为姿态敏感器，选用磁力矩器作为姿态执行机构，提出了纯磁控自旋对日定向方法及其修正方法，实现了卫星对日自旋稳定姿态控制。2020年，刘善伍等研究者针对运行于晨昏太阳同步轨道上的卫星，提出了一种基于极简系统配置的太阳捕获姿态控制方法，该方法充分利用卫星轨道特点，选用磁强计和磁力矩器分别作为姿态敏感器和姿态执行器，采用俯仰轴起旋方法实现了卫星对日自旋稳定姿态控制。
4.然而，现有对日定向姿态控制方法中，未充分考虑卫星实际在轨运行过程中地影区、太阳敏感器与太阳帆板偏置安装、太阳敏感器视场范围以及环境干扰力矩等因素影响，适用范围有限，难以应用于工程实际。对于大部分卫星而言，其在轨运行过程中将不可避免地进入地影区，此时太阳敏感器输出无效，这就需要设计一种新的姿态控制方法，以满足不同轨道卫星的对日定向姿态控制需求。


技术实现要素：

5.本发明的目的是为了克服已有技术的不足之处，提出一种基于纯磁控方式的卫星对日自旋稳定姿态控制方法及装置。本发明基于纯磁控方式，在充分考虑地影区、太阳敏感器与太阳帆板偏置安装、太阳敏感器视场范围以及环境干扰力矩等因素影响的情况下，可控制卫星从任意初始状态最终实现对日自旋稳定，可有效保证卫星设备调试、能源获取等飞行任务的顺利实施，具有成本低、功耗小、流程简单、可靠性高、稳定性好等优点，适用于绝大多数地球轨道卫星。
6.本发明第一方面实施例提出一种基于纯磁控方式的卫星对日自旋稳定姿态控制方法，包括：
7.计算卫星三轴角速率的估计值；
8.根据所述卫星三轴角速率的估计值，分别计算卫星对日自旋各控制阶段的目标输出力矩，所述对日自旋各控制阶段包括：初始消旋阶段、对日捕获阶段、起旋阶段和对日自
旋稳定阶段；其中，在所述对日捕获阶段、所述起旋阶段和所述对日自旋稳定阶段，当太阳位于所述卫星的太阳敏感器的测量视场内时，所述目标输出力矩中考虑由所述太阳敏感器测量得到的太阳矢量；
9.根据所述目标输出力矩和所述卫星的三轴磁强计测量得到的地磁矢量测量值，计算所述三轴磁力矩器的目标输出磁矩；
10.将所述目标输出磁矩转化为所述三轴磁力矩器的控制指令，以驱动所述三轴磁力矩器进行所述卫星的姿态控制。
11.在本发明的一个具体实施例中，所述卫星三轴角速率的估计值计算方法如下：
12.(1)构建状态矢量
[0013][0014]
其中，为卫星本体坐标系中表示的卫星三轴角速率；ω
x
、ωy、ωz分别为在卫星本体坐标系obxbybzb的obxb、obyb、obzb轴向上的分量；
[0015]
(2)构建状态方程和状态转移矩阵；
[0016]
构建卫星姿态动力学方程如下：
[0017][0018]
其中，为卫星的转动惯量矩阵，当卫星本体坐标系obxbybzb为质心惯性主轴坐标系时，矩阵j为对角矩阵，矩阵j的对角元素j
x
、jy、jz分别代表卫星绕obxb、obyb、obzb轴方向旋转的转动惯量；为三轴磁力矩器输出的控制力矩；
[0019]
所述姿态动力学方程即状态方程，将所述姿态动力学方程线性化得到状态转移矩阵
[0020][0021]
其中，δt为运行周期；
[0022]
(3)构建量测方程和量测矩阵；
[0023]
将三轴磁强计连续两次测量得到的地磁矢量测量值分别记为bb和其中，为当前时刻的地磁矢量测量值，分别为当前时刻地磁矢量测量值在卫星本体坐标系obxb、obyb、obzb轴向上的分量；为前一时刻地磁矢量测量值，分别为前一时刻地磁矢量测量值在卫星本体
坐标系obxb、obyb、obzb轴向上的分量；
[0024]
构建观测矢量如下：
[0025][0026]
令为表示时间段δt内卫星本体坐标系转动角度的向量，θ
δ
所对应的方向余弦矩阵近似表示为：
[0027][0028]
其中，为向量的叉乘矩阵，表达式如下：
[0029][0030]
则构建量测方程如下：
[0031][0032]
其中，为误差项；
[0033]
根据量测方程，得到量测矩阵为：
[0034][0035]
(4)根据步骤(2)得到的状态转移矩阵和步骤(3)得到的量测矩阵，利用卡尔曼滤波方法，计算得到卫星三轴角速率的估计值
[0036]
在本发明的一个具体实施例中，所述方法还包括：
[0037]
在所述初始消旋阶段、或在所述对日捕获阶段中当太阳进入所述卫星的太阳敏感器测量视场前、或在所述对日捕获阶段中当所述卫星位于地影区时，所述目标输出力矩计算表达式如下：
[0038][0039]
其中，为卫星三轴角速率的估计值，k1为正的第一控制系数；
[0040]
计算三轴磁力矩器的目标输出磁矩m：
[0041][0042]
其中，bb为当前时刻的地磁矢量测量值；α1为矢量bb和t
c1
间的夹角。
[0043]
在本发明的一个具体实施例中，所述方法还包括：
[0044]
在初始消旋阶段，若卫星三轴角速率在大于等于设定的第一时间阈值的时间内的角速率值始终小于等于设定的第一角速率阈值，则初始消旋阶段结束，所述卫星进入对日捕获阶段。
[0045]
在本发明的一个具体实施例中，所述方法还包括：
[0046]
在所述对日捕获阶段且当太阳位于所述卫星的太阳敏感器的测量视场内时，所述目标输出力矩计算表达式如下：
[0047][0048]
其中，为卫星三轴角速率的估计值，k2、k3、k4分别为正的第二、三、四控制系数；为太阳敏感器光轴方向单位矢量；sb为当前时刻太阳敏感器测量得到的太阳矢量，为前一时刻太阳敏感器测得的太阳矢量；为卫星的转动惯量矩阵，当卫星本体坐标系obxbybzb为质心惯性主轴坐标系时，矩阵j为对角矩阵，矩阵j的对角元素j
x
、jy、jz分别代表卫星绕obxb、obyb、obzb轴方向旋转的转动惯量；
[0049]
计算三轴磁力矩器的目标输出磁矩m：
[0050][0051]
其中，bb为当前时刻的地磁矢量测量值；α2为矢量bb和t
c2
间的夹角。
[0052]
在本发明的一个具体实施例中，所方法还包括：
[0053]
在对日捕获阶段，若太阳敏感器光轴方向单位矢量与当前时刻太阳敏感器测量得到的太阳矢量sb的夹角在大于等于第二时间阈值的时间内始终小于等于设定的第一角度阈值，则对日捕获阶段结束，所述卫星进入起旋阶段。
[0054]
在本发明的一个具体实施例中，所述方法还包括：
[0055]
在所述起旋阶段且当太阳位于所述卫星的太阳敏感器的测量视场内时，所述目标输出力矩计算表达式如下：
[0056][0057]
其中，为卫星三轴角速率的估计值，k5、k6、k7、k8分别为正的第五、六、七、八控制系数；为设定的需对准太阳矢量的卫星星体面法向单位矢量；ω
spin
为设定的自旋角速率
值；sb为当前时刻太阳敏感器测量得到的太阳矢量，为前一时刻太阳敏感器测得的太阳矢量；为卫星的转动惯量矩阵，当卫星本体坐标系obxbybzb为质心惯性主轴坐标系时，矩阵j为对角矩阵，矩阵j的对角元素j
x
、jy、jz分别代表卫星绕obxb、obyb、obzb轴方向旋转的转动惯量；
[0058]
计算三轴磁力矩器的目标输出磁矩m：
[0059][0060]
其中，bb为当前时刻的地磁矢量测量值；α3为矢量bb和t
c3
间的夹角。
[0061]
在本发明的一个具体实施例中，所述方法还包括：
[0062]
在起旋阶段，若所述卫星飞入地影区，则所述卫星重新返回对日捕获阶段；
[0063]
若设定的需对准太阳矢量的卫星星体面法向矢量与当前时刻太阳敏感器测量得到的太阳矢量sb间的夹角在大于等于设定的第三时间阈值的时间内始终小于等于设定的第二角度阈值，且卫星三轴角速率估计值与设定的卫星自旋角速率向量间的偏差在相同的所述时间内始终小于等于设定的第三角速率阈值，则起旋阶段结束，所述卫星进入对日自旋稳定阶段。
[0064]
在本发明的一个具体实施例中，所述方法还包括：
[0065]
(1)在所述对日自旋稳定阶段，计算目标输出力矩；
[0066]
其中，当所述卫星处于阳照区时，所述目标输出力矩计算表达式如下：
[0067][0068]
其中，为卫星三轴角速率的估计值，k5、k6、k7、k8分别为正的第五、六、七、八控制系数；为设定的需对准太阳矢量的卫星星体面法向单位矢量；ω
spin
为设定的自旋角速率值；sb为当前时刻太阳敏感器测量得到的太阳矢量，为前一时刻太阳敏感器测得的太阳矢量；为卫星的转动惯量矩阵，当卫星本体坐标系obxbybzb为质心惯性主轴坐标系时，矩阵j为对角矩阵，矩阵j的对角元素j
x
、jy、jz分别代表卫星绕obxb、obyb、obzb轴方向旋转的转动惯量；
[0069]
当所述卫星处于地影区时，所述目标输出力矩计算表达式如下：
[0070][0071]
其中，k9为正的第九控制系数；
[0072]
(2)计算三轴磁力矩器的目标输出磁矩m：
[0073]
[0074]
其中，bb为当前时刻的地磁矢量测量值；α4为矢量bb和t
c4
间的夹角。
[0075]
本发明第二方面实施例提出一种基于纯磁控方式的卫星对日自旋稳定姿态控制装置，包括：
[0076]
三轴角速率估计模块，用于计算卫星三轴角速率的估计值；
[0077]
目标输出力矩计算模块，用于根据所述卫星三轴角速率的估计值，分别计算卫星对日自旋各控制阶段的目标输出力矩，所述对日自旋各控制阶段包括：初始消旋阶段、对日捕获阶段、起旋阶段和对日自旋稳定阶段；其中，在所述对日捕获阶段、所述起旋阶段和所述对日自旋稳定阶段，当太阳位于所述卫星的太阳敏感器的测量视场内时，所述目标输出力矩中考虑由所述太阳敏感器测量得到的太阳矢量；
[0078]
目标输出磁矩计算模块，根据所述目标输出力矩和所述卫星的三轴磁强计测量得到的地磁矢量测量值，计算所述三轴磁力矩器的目标输出磁矩；
[0079]
姿态控制指令计算模块，用于将所述目标输出磁矩转化为所述三轴磁力矩器的控制指令，以驱动所述三轴磁力矩器进行所述卫星的姿态控制。
[0080]
本发明第三方面实施例提出一种电子设备，包括：
[0081]
至少一个处理器；以及，与所述至少一个处理器通信连接的存储器；
[0082]
其中，所述存储器存储有可被所述至少一个处理器执行的指令，所述指令被设置为用于执行上述一种基于纯磁控方式的卫星对日自旋稳定姿态控制方法。
[0083]
本发明第四方面实施例提出一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储计算机指令，所述计算机指令用于使所述计算机执行上述一种基于纯磁控方式的卫星对日自旋稳定姿态控制方法
[0084]
本发明的特点及有益效果在于：
[0085]
本发明基于纯磁控方式，在充分考虑地影区、太阳敏感器与太阳帆板偏置安装、太阳敏感器视场范围以及环境干扰力矩等因素影响的情况下，采用三轴磁强计和太阳敏感器作为姿态敏感器件、采用三轴磁力矩器作为姿态执行器件，可控制卫星从任意初始状态最终实现对日自旋稳定。
[0086]
本发明利用三轴磁强计测量值作为输入解算得到卫星三轴角速率，结合太阳敏感器测量值设计了包括初始消旋、对日捕获、起旋、对日自旋稳定等控制阶段的姿态控制方案，并利用三轴磁力矩器实现控制力矩输出。本发明可有效保证卫星设备调试、能源获取等飞行任务的顺利实施，具有成本低、功耗小、流程简单、可靠性高、稳定性好等优点，能够满足不同轨道卫星的对日定向姿态控制需求。
附图说明
[0087]
图1是本发明实施例的一种基于纯磁控方式的卫星对日自旋稳定姿态控制方法的整体流程图。
具体实施方式
[0088]
本发明提出一种基于纯磁控方式的卫星对日自旋稳定姿态控制方法及装置，下面结合附图和具体实施例进一步详细说明如下。
[0089]
本发明第一方面实施例提出一种基于纯磁控方式的卫星对日自旋稳定姿态控制
方法，包括：
[0090]
计算卫星三轴角速率的估计值；
[0091]
根据所述卫星三轴角速率的估计值，分别计算卫星对日自旋各控制阶段的目标输出力矩，所述对日自旋各控制阶段包括：初始消旋阶段、对日捕获阶段、起旋阶段和对日自旋稳定阶段；其中，在所述对日捕获阶段、所述起旋阶段和所述对日自旋稳定阶段，当太阳位于所述卫星的太阳敏感器的测量视场内时，所述目标输出力矩中考虑由所述太阳敏感器测量得到的太阳矢量；
[0092]
根据所述目标输出力矩和所述卫星的三轴磁强计测量得到的地磁矢量测量值，计算所述三轴磁力矩器的目标输出磁矩；
[0093]
将所述目标输出磁矩转化为所述三轴磁力矩器的控制指令，以驱动所述三轴磁力矩器进行所述卫星的姿态控制。
[0094]
在本发明的一个具体实施例中，设定卫星运行于轨道高度545km、降交点地方时10:30的太阳同步轨道。卫星三轴转动惯量为[1.37 1.69 2.05]kg
·
m2，卫星剩磁为0.012a
·
m2，卫星表面反射系数为0.6。设定三轴磁强计的测量误差为3
×
10-4
μt；设定太阳敏感器光轴与卫星星体obxb、obyb、obzb轴的夹角分别为69.2952
°
、150
°
、110.7048
°
，太阳敏感器视场范围为90
°×
90
°
、两轴精度0.1
°
；设定三轴磁力矩器的最大输出磁矩为[2.52 3.21 2.52]a
·
m2。设定卫星三轴初始角速率为[-1.5
ꢀ‑
1.5
ꢀ‑
1.5]
°
/s，初始姿态三轴欧拉角为[160 20 60]
°
。
[0095]
本实施例中，所述一种基于纯磁控方式的卫星对日自旋稳定姿态控制方法，整体流程如图1所示，包括以下步骤：
[0096]
(1)计算卫星三轴角速率的估计值；
[0097]
本实施例中，采用扩展卡尔曼滤波方法(extendedkalmanfilter,ekf)，使用三轴磁强计测量值作为输入，对卫星三轴角速率进行估计。
[0098]
(1-1)构建状态矢量；
[0099]
本实施例中，状态矢量定义如下：
[0100][0101]
其中，为卫星本体坐标系中表示的卫星三轴角速率；ω
x
、ωy、ωz分别为在obxbybzb的obxb、obyb、obzb轴向上的分量。
[0102]
(1-2)构建状态方程和状态转移矩阵；
[0103]
本实施例中，由于对角速率估计精度的要求并不高，忽略卫星姿态动力学方程中的空间干扰力矩等因素，构建卫星姿态动力学方程如下所示：
[0104][0105]
其中，为卫星的转动惯量矩阵，当卫星本体坐标系obxbybzb为质心惯性主轴坐标系时，矩阵j为对角矩阵，其对角元素j
x
、jy、jz分别代表卫星绕obxb、obyb、obzb轴方向旋转的转动惯量；为三轴磁力矩器输出的控制力矩。
[0106]
上述姿态动力学方程即为状态方程，将该方程线性化得到状态转移矩阵
[0107][0108]
其中，δt为设定的运行周期。
[0109]
(1-3)构建量测方程和量测矩阵；
[0110]
将三轴磁强计连续两次测量得到的地磁矢量测量值分别记为bb和其中，为当前时刻的地磁矢量测量值，分别为当前时刻地磁矢量测量值在卫星本体坐标系obxb、obyb、obzb轴向上的分量；为前一时刻地磁矢量测量值，分别为前一时刻地磁矢量测量值在卫星本体坐标系obxb、obyb、obzb轴向上的分量。
[0111]
构建观测矢量为三轴磁强计相邻两次测量值的差值：
[0112][0113]
在δt比较小的情况下，可忽略短时间内地磁场矢量的变化，近似认为磁强计前后两次测量值的区别仅是由卫星姿态变化引起的。令卫星三轴角速率为为表示时间段δt内卫星本体坐标系转动角度的向量，则在小角度假设下，θ
δ
所对应的方向余弦矩阵可近似表示为：
[0114][0115]
其中，为向量的叉乘矩阵，表达式如下：
[0116][0117]
进一步，构建量测方程如下：
[0118][0119]
其中，为误差项。
[0120]
根据量测方程，可得量测矩阵为：
[0121][0122]
(1-4)卡尔曼滤波；
[0123]
根据步骤(1-2)得到的状态转移矩阵和步骤(1-3)得到的量测矩阵，按照扩展卡尔曼滤波通用算法流程，解算得出卫星三轴角速率的估计值用于姿态控制器各阶段的控制。
[0124]
(2)利用步骤1)得到的卫星三轴角速率估计值对卫星对日自旋各控制阶段进行姿态控制；
[0125]
其中，卫星对日自旋各控制阶段包括：初始消旋阶段、对日捕获阶段、起旋阶段、对日自旋稳定阶段；具体步骤如下：
[0126]
(2-1)初始消旋阶段；
[0127]
卫星在与运载器分离后或长时间未进行姿态控制时，星体可能存在初始角动量，需首先进行初始消旋。
[0128]
(2-1-1)利用步骤(1)得到的卫星三轴角速率估计值设计如下控制律，得到初始消旋阶段三轴磁力矩器的目标输出力矩t
c1
：
[0129][0130]
其中，k1为正的第一控制系数(本实施例参考取值为0.01)。
[0131]
上述控制力矩t
c1
的表达式中，等式右边第一项用于阻尼三轴角速率，第二项用于消除卫星三轴角速率耦合效应。
[0132]
(2-1-2)利用三轴磁强计测量得到的当前时刻地磁矢量测量值bb，结合步骤(2-1-1)得到的目标输出力矩t
c1
，计算三轴磁力矩器的目标输出磁矩m：
[0133][0134]
其中，α1为矢量bb和t
c1
间的夹角。
[0135]
(2-1-3)以三轴磁力矩器为控制部件，将步骤(2-1-2)中计算得的目标输出磁矩转化为三轴磁力矩器的控制指令，驱动三轴磁力矩器进行卫星姿态控制。
[0136]
(2-1-4)在初始消旋阶段，若卫星三轴角速率在大于等于设定的第一时间阈值(本实施例参考取值为100s)的时间内的角速率值始终小于等于设定的第一角速率阈值(本实施例参考取值为0.2
°
/s)，则初始消旋阶段结束，卫星进入步骤(2-2)对日捕获阶段。
[0137]
(2-2)对日捕获阶段；
[0138]
卫星在完成初始消旋后，进入对日捕获阶段，利用太阳敏感器捕获太阳矢量，并通过控制使太阳敏感器光轴方向单位矢量与太阳矢量重合。
[0139]
(2-2-1)在太阳进入太阳敏感器测量视场前，考虑到仅采用三轴磁力矩器作为姿态执行器件的卫星，仅能输出垂直于卫星当地地磁矢量的控制力矩，卫星的姿态机动能力较差，因此仍然采用初始消旋阶段的控制律对太阳进行缓慢的搜索，直至太阳进入太阳敏感器测量视场。
[0140]
(2-2-2)当太阳进入太阳敏感器测量视场后，太阳敏感器可通过测量得到太阳矢量sb。设计如下控制律，得到对日捕获阶段当太阳位于所述卫星的太阳敏感器的测量视场内时的三轴磁力矩器的目标输出力矩t
c2
，使太阳敏感器光轴对准太阳矢量方向：
[0141][0142]
其中，k2、k3、k4分别为正的第二、三、四控制系数(本实施例参考取值分别为0.0005、0.001、0.02)；为太阳敏感器光轴方向单位矢量，由太阳敏感器在星体上的安装角度决定；为前一时刻太阳敏感器测得的太阳矢量。上述控制力矩t
c2
的表达式中，等式右边第一项用于控制与sb重合，第二项用于对sb变化率进行阻尼，第三项用于阻尼卫星三轴角速率中与sb垂直的分量，第四项用于消除卫星三轴角速率耦合效应。本发明中假定太阳敏感器的视场范围小于等于90
°
。
[0143]
需要说明的是，如果太阳敏感器的视场范围大于90
°
，可以根据向量和向量sb的夹角大小范围，基于自定义的正相关函数、阶跃函数、限幅函数等对上式中的第一项进行适应性修改。
[0144]
本实施例中，控制力矩t
c2
的特点在于，设计了对卫星三轴角速率中与sb垂直的分量进行阻尼的控制量和消除卫星三轴角速率耦合效应的控制量，以便于卫星能够在欠驱动的情况下平稳准确的使太阳敏感器光轴对准太阳矢量方向。
[0145]
(2-2-3)利用三轴磁强计测量得到的当前时刻地磁矢量测量值bb，结合步骤(2-2-2)得到的目标输出力矩t
c2
，计算三轴磁力矩器的目标输出磁矩m：
[0146][0147]
其中，α2为矢量bb和t
c2
间的夹角。
[0148]
(2-2-4)以三轴磁力矩器为控制部件，将步骤(2-2-3)中计算得的目标输出磁矩，转化为三轴磁力矩器的控制指令，驱动三轴磁力矩器进行卫星姿态控制。
[0149]
(2-2-5)在对日捕获阶段，若太阳敏感器光轴方向单位矢量与其测得的太阳矢量sb的夹角在大于等于第二时间阈值(本实施例参考取值为25s)的时间内始终小于等于设定的第一角度阈值(本实施例参考取值为10
°
)，则对日捕获阶段结束，卫星进入步骤(2-3)起旋阶段；否则，按照步骤(2-2-2)-(2-2-4)继续进行对日捕获阶段的姿态控制。
[0150]
其中，在对日捕获阶段姿态控制过程中，若卫星飞入地影区，则重新返回步骤(2-2-1)。
[0151]
(2-3)起旋阶段；
[0152]
卫星在完成对日捕获后进入起旋阶段，在太阳敏感器光轴粗略对准太阳矢量的基础上，进一步使指定的卫星星体面法向矢量与太阳矢量重合，并控制卫星绕该星体面法向矢量起旋。
[0153]
(2-3-1)在起旋阶段且当太阳位于所述卫星的太阳敏感器的测量视场内时，设计如下控制律，得到起旋阶段三轴磁力矩器的目标输出力矩t
c3
，使指定的卫星星体面法向矢量与太阳矢量重合，并绕该星体面法向矢量起旋：
[0154][0155]
其中，k5、k6、k7、k8分别为正的第五、六、七、八控制系数(本实施例参考取值分别为0.0004、0.0008、0.01、0.004)；为指定的需要对准太阳矢量的卫星星体面法向单位矢量；ω
spin
为设定的自旋角速率值(本实施例参考取值为1
°
/s)。上述控制力矩t
c3
的表达式中，等式右边第一项用于控制与sb重合，第二项用于对sb变化率进行阻尼，第三项用于阻尼卫星三轴角速率中与sb垂直的分量，第四项用于起旋，第五项用于消除卫星三轴角速率耦合效应。
[0156]
需要说明的是，本实施例的优点在于，设计了先使卫星太阳敏感器稳定对准太阳矢量、再使指定的卫星星体面法向矢量对准太阳矢量的控制方案，可在太阳敏感器视场受限、欠驱动控制的情况下，显著提高卫星利用太阳敏感器测量太阳矢量实现对日自旋稳定控制的可靠性和稳定性。
[0157]
(2-3-2)利用三轴磁强计测量得到的当前时刻地磁矢量测量值bb，结合步骤(2-3-1)得到的目标输出力矩t
c3
，计算三轴磁力矩器的目标输出磁矩m：
[0158][0159]
其中，α3为矢量bb和t
c3
间的夹角。
[0160]
(2-3-3)以三轴磁力矩器为控制部件，将步骤(2-3-2)中计算得的目标输出磁矩，转化为三轴磁力矩器的控制指令，驱动三轴磁力矩器进行卫星姿态控制。
[0161]
(2-3-4)在起旋阶段，当指定的卫星星体面法向矢量与太阳敏感器测得的太阳矢量sb间的夹角在大于等于设定的第三时间阈值(本实施例参考取值为25s)的时间内始终小于等于设定的第二角度阈值(本实施例参考取值为10
°
)，且卫星三轴角速率估计值与
设定的卫星自旋角速率向量间的偏差在相同的所述时间内始终小于等于设定的第三角速率阈值(本实施例参考取值为0.1
°
/s)，则起旋阶段结束，卫星进入步骤(2-4)对日自旋稳定阶段；否则，按照步骤(2-3-1)-(2-3-3)继续进行起旋阶段的姿态控制。
[0162]
其中，在起旋阶段姿态控制过程中，若卫星飞入地影区，则重新返回步骤(2-2-1)。
[0163]
(2-4)对日自旋稳定阶段；
[0164]
在进入对日自旋稳定阶段后，由于卫星沿指定星体面法向矢量方向具有一定的定轴性，可保证卫星在进入地影区时，指定星体面仍然指向太阳矢量，保持受控姿态。
[0165]
(2-4-1)当卫星处于阳照区时，设计如下控制律，得到对日自旋稳定阶段三轴磁力矩器的目标输出力矩t
c4
，使指定的卫星星体面法向矢量与太阳矢量重合，并绕该星体面法向矢量自旋：
[0166][0167]
其中，k5、k6、k7、k8分别为正的第五、六、七、八控制系数(本实施例参考取值分别为0.0004、0.0008、0.01、0.004)；为指定的需要对准太阳矢量的卫星星体面法向单位矢量；ω
spin
为设定的自旋角速率值(本实施例参考取值为1
°
/s)。上述控制力矩t
c4
的表达式中，等式右边第一项用于控制与sb重合，第二项用于对sb变化率进行阻尼，第三项用于阻尼卫星三轴角速率中与sb垂直的分量，第四项用于起旋，第五项用于消除卫星三轴角速率耦合效应。
[0168]
当卫星处于地影区时，设计如下控制律，得到对日自旋稳定阶段三轴磁力矩器的目标输出力矩t
c4
，以控制卫星保持自旋状态：
[0169][0170]
其中，k9为正的第九控制系数(本实施例参考取值为0.01)。在该控制力矩t
c4
的表达式中，等式右边第一项用于控制卫星保持自旋角速率，第二项用于消除卫星三轴角速率耦合效应。
[0171]
(2-4-2)利用三轴磁强计测量得到的当前时刻地磁矢量测量值bb，结合步骤(2-4-1)得到的目标输出力矩t
c4
，计算三轴磁力矩器的目标输出磁矩m：
[0172][0173]
其中，α4为矢量bb和t
c4
间的夹角。
[0174]
(2-4-3)以三轴磁力矩器为控制部件，将步骤(2-4-2)计算得的目标输出磁矩，转化为三轴磁力矩器的控制指令，驱动三轴磁力矩器进行卫星姿态控制。
[0175]
为实现上述实施例，本发明第二方面实施例提出一种基于纯磁控方式的卫星对日自旋稳定姿态控制装置，包括：
[0176]
三轴角速率估计模块，用于计算卫星三轴角速率的估计值；
[0177]
目标输出力矩计算模块，用于根据所述卫星三轴角速率的估计值，分别计算卫星
对日自旋各控制阶段的目标输出力矩，所述对日自旋各控制阶段包括：初始消旋阶段、对日捕获阶段、起旋阶段和对日自旋稳定阶段；其中，在所述对日捕获阶段、所述起旋阶段和所述对日自旋稳定阶段，当太阳位于所述卫星的太阳敏感器的测量视场内时，所述目标输出力矩中考虑由所述太阳敏感器测量得到的太阳矢量；
[0178]
目标输出磁矩计算模块，根据所述目标输出力矩和所述卫星的三轴磁强计测量得到的地磁矢量测量值，计算所述三轴磁力矩器的目标输出磁矩；
[0179]
姿态控制指令计算模块，用于将所述目标输出磁矩转化为所述三轴磁力矩器的控制指令，以驱动所述三轴磁力矩器进行所述卫星的姿态控制。
[0180]
需要说明的是，前述对一种基于纯磁控方式的卫星对日自旋稳定姿态控制方法的实施例解释说明也适用于本实施例的一种基于纯磁控方式的卫星对日自旋稳定姿态控制装置，在此不再赘述。根据本发明实施例提出的一种基于纯磁控方式的卫星对日自旋稳定姿态控制装置，通过计算卫星三轴角速率的估计值；根据所述卫星三轴角速率的估计值，分别计算卫星对日自旋各控制阶段的目标输出力矩，所述对日自旋各控制阶段包括：初始消旋阶段、对日捕获阶段、起旋阶段和对日自旋稳定阶段；其中，在所述对日捕获阶段、所述起旋阶段和所述对日自旋稳定阶段，当太阳位于所述卫星的太阳敏感器的测量视场内时，所述目标输出力矩中考虑由所述太阳敏感器测量得到的太阳矢量；根据所述目标输出力矩和所述卫星的三轴磁强计测量得到的地磁矢量测量值，计算所述三轴磁力矩器的目标输出磁矩；将所述目标输出磁矩转化为所述三轴磁力矩器的控制指令，以驱动所述三轴磁力矩器进行所述卫星的姿态控制。由此可实现基于纯磁控方式，在充分考虑地影区、太阳敏感器与太阳帆板偏置安装、太阳敏感器视场范围以及环境干扰力矩等因素影响的情况下，可控制卫星从任意初始状态最终实现对日自旋稳定，可有效保证卫星设备调试、能源获取等飞行任务的顺利实施，具有成本低、功耗小、流程简单、可靠性高、稳定性好等优点，适用于绝大多数地球轨道卫星。
[0181]
为实现上述实施例，本发明第三方面实施例提出一种电子设备，包括：
[0182]
至少一个处理器；以及，与所述至少一个处理器通信连接的存储器；
[0183]
其中，所述存储器存储有可被所述至少一个处理器执行的指令，所述指令被设置为用于执行上述一种基于纯磁控方式的卫星对日自旋稳定姿态控制方法。
[0184]
为实现上述实施例，本发明第四方面实施例提出一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储计算机指令，所述计算机指令用于使所述计算机执行上述一种基于纯磁控方式的卫星对日自旋稳定姿态控制方法。
[0185]
需要说明的是，本公开上述的计算机可读介质可以是计算机可读信号介质或者计算机可读存储介质或者是上述两者的任意组合。计算机可读存储介质例如可以是——但不限于——电、磁、光、电磁、红外线、或半导体的系统、装置或器件，或者任意以上的组合。计算机可读存储介质的更具体的例子可以包括但不限于：具有一个或多个导线的电连接、便携式计算机磁盘、硬盘、随机访问存储器(ram)、只读存储器(rom)、可擦式可编程只读存储器(eprom或闪存)、光纤、便携式紧凑磁盘只读存储器(cd-rom)、光存储器件、磁存储器件、或者上述的任意合适的组合。在本公开中，计算机可读存储介质可以是任何包含或存储程序的有形介质，该程序可以被指令执行系统、装置或者器件使用或者与其结合使用。而在本公开中，计算机可读信号介质可以包括在基带中或者作为载波一部分传播的数据信号，其
中承载了计算机可读的程序代码。这种传播的数据信号可以采用多种形式，包括但不限于电磁信号、光信号或上述的任意合适的组合。计算机可读信号介质还可以是计算机可读存储介质以外的任何计算机可读介质，该计算机可读信号介质可以发送、传播或者传输用于由指令执行系统、装置或者器件使用或者与其结合使用的程序。计算机可读介质上包含的程序代码可以用任何适当的介质传输，包括但不限于：电线、光缆、rf(射频)等等，或者上述的任意合适的组合。
[0186]
上述计算机可读介质可以是上述电子设备中所包含的；也可以是单独存在，而未装配入该电子设备中。上述计算机可读介质承载有一个或者多个程序，当上述一个或者多个程序被该电子设备执行时，使得该电子设备执行上述实施例的一种基于纯磁控方式的卫星对日自旋稳定姿态控制方法。
[0187]
可以以一种或多种程序设计语言或其组合来编写用于执行本公开的操作的计算机程序代码，上述程序设计语言包括面向对象的程序设计语言—诸如java、smalltalk、c++，还包括常规的过程式程序设计语言—诸如“c”语言或类似的程序设计语言。程序代码可以完全地在用户计算机上执行、部分地在用户计算机上执行、作为一个独立的软件包执行、部分在用户计算机上部分在远程计算机上执行、或者完全在远程计算机或服务器上执行。在涉及远程计算机的情形中，远程计算机可以通过任意种类的网络——包括局域网(lan)或广域网(wan)—连接到用户计算机，或者，可以连接到外部计算机(例如利用因特网服务提供商来通过因特网连接)。
[0188]
在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本技术的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行结合和组合。
[0189]
此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本技术的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。
[0190]
流程图中或在此以其他方式描述的任何过程或方法描述可以被理解为，表示包括一个或更多个用于实现特定逻辑功能或过程的步骤的可执行指令的代码的模块、片段或部分，并且本技术的优选实施方式的范围包括另外的实现，其中可以不按所示出或讨论的顺序，包括根据所涉及的功能按基本同时的方式或按相反的顺序，来执行功能，这应被本技术的实施例所属技术领域的技术人员所理解。
[0191]
在流程图中表示或在此以其他方式描述的逻辑和/或步骤，例如，可以被认为是用于实现逻辑功能的可执行指令的定序列表，可以具体实现在任何计算机可读介质中，以供指令执行系统、装置或设备(如基于计算机的系统、包括处理器的系统或其他可以从指令执行系统、装置或设备取指令并执行指令的系统)使用，或结合这些指令执行系统、装置或设备而使用。就本说明书而言，"计算机可读介质"可以是任何可以包含、存储、通信、传播或传
输程序以供指令执行系统、装置或设备或结合这些指令执行系统、装置或设备而使用的装置。计算机可读介质的更具体的示例(非穷尽性列表)包括以下：具有一个或多个布线的电连接部(电子装置)，便携式计算机盘盒(磁装置)，随机存取存储器(ram)，只读存储器(rom)，可擦除可编辑只读存储器(eprom或闪速存储器)，光纤装置，以及便携式光盘只读存储器(cdrom)。另外，计算机可读介质甚至可以是可在其上打印程序的纸或其他合适的介质，因为可以例如通过对纸或其他介质进行光学扫描，接着进行编辑、解译或必要时以其他合适方式进行处理来以电子方式获得程序，然后将其存储在计算机存储器中。
[0192]
应当理解，本技术的各部分可以用硬件、软件、固件或它们的组合来实现。在上述实施方式中，多个步骤或方法可以用存储在存储器中且由合适的指令执行系统执行的软件或固件来实现。例如，如果用硬件来实现，和在另一实施方式中一样，可用本领域公知的下列技术中的任一项或他们的组合来实现：具有用于对数据信号实现逻辑功能的逻辑门电路的离散逻辑电路，具有合适的组合逻辑门电路的专用集成电路，可编程门阵列(pga)，现场可编程门阵列(fpga)等。
[0193]
本技术领域的普通技术人员可以理解实现上述实施例方法携带的全部或部分步骤是可以通过程序来指令相关的硬件完成，所述的程序可以存储于一种计算机可读存储介质中，该程序在执行时，包括方法实施例的步骤之一或其组合。
[0194]
此外，在本技术各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理模块中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个模块中。上述集成的模块既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能模块的形式实现。集成的模块如果以软件功能模块的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，也可以存储在一个计算机可读取存储介质中。
[0195]
上述提到的存储介质可以是只读存储器，磁盘或光盘等。尽管上面已经示出和描述了本技术的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本技术的限制，本领域的普通技术人员在本技术的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。