专利名称：高轨道卫星大初始角速率情况的无陀螺太阳捕获控制方法
技术领域：
本发明涉及一种卫星陀螺多重故障情况下的控制方法。
背景技术：
高轨道卫星太阳捕获模式分为速率阻尼、俯仰搜索、滚动搜索和巡航四个方式。太阳捕获模式作为安全模式，正常情况下，在星箭分离后由卫星姿态轨道控制系统(AOCE)的程控指令启动。转移轨道卫星变轨后即将离境前可以由地面遥控进入巡航，在转移轨道控制系统发生硬件故障报警，或在同步轨道硬件故障报警进入硬件故障报警对地指向安全模式(ESM)40分钟内找不到地球后，均可由控制系统的星上计算机(OBC)自主切换到太阳捕获模式。高轨道卫星上通常安装一个陀螺组件，共四个陀螺(3+1S液浮速率积分陀螺)， 其中三个陀螺正交安装，输入轴分别沿卫星本体的X轴(即滚动轴)、Y轴(即俯仰轴)、 Z轴(即偏航轴)，用以测量星体角速率沿各轴的分量ωχ、ωγ、ωζ&其积分，另一个斜装陀螺(S轴陀螺)用于故障顶替，斜装陀螺与-X轴、Y轴、Z轴的夹角均为54. 736°。在转移轨道段用陀螺测量卫星的角速度，用红外地球敏感器和太阳敏感器确定卫星三轴姿态。 当太阳不在太阳敏感器视场时，用Z轴陀螺积分确定偏航角。当四个陀螺角速率测量值均小于饱和值时，不考虑陀螺角速率测量误差时，四个陀螺输出的角速率满足如下平衡方程: Wy+ -%-7^^=0,其中0^为S轴陀螺输出的角速度。当三个正交安装的陀螺均工作正常时，用这三个陀螺确定各轴的角速率和陀螺积分值，当正交安装的陀螺中的任一陀螺故障时，需要用斜装陀螺(S轴陀螺)顶替故障陀螺，并根据平衡方程计算得到故障陀螺的角速率,对角速度积分得到积分值。当四个陀螺有一个或多个陀螺失效且星上陀螺均未标明健康字时，四个陀螺角速率测量值平衡方程不能满足，因此在不知道哪些陀螺有故障时，就不可能继续采用有陀螺的控制模式。当星箭分离时，ωχ、ωγ、ωζ、ωs有一个或多个实际值超过饱和值(例如 ±1° /s)范围时，ωχ、ωγ、ωζ、的输出值有一个或多个为饱和值，四个陀螺角速率测量值就不能满足平衡方程，因无过程数据可供星上自主辨识，星上难以判定是陀螺故障还是运载产生的星箭分离三轴角速度大幅度超差，因此也不可能继续采用有陀螺控制模式了。 此时不能简单的以设置角速率偏置值的方法来建立或消除俯仰搜索和滚动搜索角速率，也不能进行速率阻尼闭环控制，就可能导致卫星姿态失控，如果长时间不能实现太阳捕获，长时间靠星上蓄电池供电，一旦超出蓄电池供电能力，导致蓄电池损坏，星上能源系统无法供电，就将导致卫星失败。
发明内容
本发明的技术解决问题是克服现有技术的不足，提供了一种大初始角速率情况下的无陀螺太阳捕获控制方法，可以在星箭分离三轴角速度远大于O. 5° /S、或四个陀螺角速率测量值平衡方程不能满足、或在转移轨道控制系统发生多重硬件故障报警、或在同步轨道发生多重故障又没有可用三轴角速率测量信号的情况下，自主实现太阳捕获并自主转巡航，确保卫星的能源安全。本发明的技术解决方案是高轨道卫星大初始角速率情况的无陀螺太阳捕获控制方法，步骤如下(I)当星箭分离后，或正常控制流程进入太阳捕获前，或硬件故障报警进入太阳捕获前，当满足以下三个条件中的任意一个时，卫星自主选择进入大初始角速率情况下的无陀螺太阳捕获模式，A、陀螺线路盒均不健康；B、陀螺马达不健康个数大于I个；C、陀螺顶替标志为无顶替且I (coY+coz-cox)-cosXl. 732| > Osumit连续满足次数超过预设值， SLimit为角速率比较误差限；(2)进入大初始角速率情况下的无陀螺太阳捕获模式后，首先进行速率阻尼，在太阳敏感器视场太阳可见时段，不仅将太阳敏感器在轴测量角作为姿态控制信号，而且将卫星第i轴太阳敏感器在轴测量角差分滤波平均得到的卫星角速率估计Qi代替角速率测量信号并减去偏置值后求得角速率控制信号Udi，使超出偏置值的卫星角速率减小，使太阳敏感器测量输出的X轴姿态与Y轴姿态向0°方向控制，使卫星-Z轴指向太阳方向；在太阳敏感器视场太阳不可见时段，采用相应的推力器脉冲宽度Ati补偿控制卫星的角速率，Ati =IiX Δ Qj/Ti, i = x、y, ζ, Δ COi为需建立或消除卫星第i轴的角速率增量，Δ Qi = Udi, Ii为卫星第i轴的转动惯量理论值，Ti为卫星第i轴的推力器控制力矩理论值，其中Λ Coi 为正，则由产生第i轴负向控制力矩的推力器进行速率阻尼补偿控制，Δ Coi为负，则由产生第i轴正向控制力矩的推力器进行速率阻尼补偿控制；(3)速率阻尼完成或速率阻尼达360s后，若太阳不在-Z面的太阳敏感器视场内， 则开始太阳搜索；先作俯仰搜索，卫星以-O. 5° /s绕Y轴转动，若720s后，-Z面太阳敏感器仍未看到太阳，再作滚动搜索，使卫星以O. 5° /s绕X轴转动，若800s后仍不成功，则重作俯仰、滚动搜索；一旦-Z面两个太阳敏感器有太阳出现信号输出2. 048s后，便转入巡航方式；作俯仰、滚动搜索时以程控方式建立或消除俯仰搜索和滚动搜索角速率，方法同步骤
(2)中太阳敏感器视场太阳不可见时段的控制方法；(4)无陀螺太阳捕获转入巡航方式后，X轴、Y轴姿态反馈信号保持为0，其中X轴、 Y轴、Z轴分别为卫星的滚动轴、俯仰轴和偏航轴。本发明与现有技术相比的优点在于国内高轨道通信卫星的陀螺组件通常是 3+1，当卫星实际角速率大于饱和值(例如±1° /s)时，陀螺角速率输出值为饱和值 ±1° /s，四个陀螺角速率平衡方程难以满足，特别是当陀螺组件发生硬件故障时，又不能自主切除不可信的陀螺角速率信号，就会导致推进剂大量损耗，如果大初始角速率长时间消除不了，太阳翼法向长时间不能指向太阳，也将导致蓄电池深度放电而受损。为确保卫星能源供应与安全，高轨道卫星必需增加能自主切入的大初始角速率或陀螺故障情况下的无陀螺太阳捕获模式，而本发明方法即可适用于该种控制模式，而且不必增加硬件，只需修改应用软件即可轻松实现，具有很好的工程可行性与实用性，推广应用前景很好。
图I为本发明方法的控制原理图，其中PR调制器即伪速率调制器；
图2为本发明方法的流程图。
具体实施例方式在星箭分离时可能出现的初始角速率超出指标、陀螺等多重故障牵引了大初始角速率情况下的无陀螺太阳捕获控制方法的研究。大初始角速率情况的无陀螺太阳捕获模式与有陀螺太阳捕获模式的主要差别是卫星出现初始角速率大而且超过陀螺饱和值或/且陀螺有故障的情况，此时四个陀螺角速率测量值平衡方程不能满足，不能采用三轴角速度测量信号作为控制器的输入，太阳捕获不能简单的以改变角速率偏置值的方法来建立或消除俯仰搜索和滚动搜索角速率，也不能进行速率阻尼闭环控制，只能部分采用星上程控方式(星上计算机按设计好的程序与公式进行计算与控制)实现。大初始角速率的无陀螺太阳捕获方法原理采用了与有陀螺太阳捕获方法原理类似的单轴控制方式，控制框图如图I所示。图I中采用太阳敏感器在轴测量角差分信号 ((计算机本次采样周期测量角-上一周期测量角)/Ts)的滤波平均卫星角速率估计Oi减去第i轴的角速率偏置值《ib得出的角速率控制信号Udi(第i轴的Ud)替代有陀螺太阳捕获时的陀螺角速率测量信号Qi减去第i轴的角速率偏置值coib得出的角速率控制信号Ue。 在太阳敏感器不可见太阳时(太阳可见标志SP = O时)置Ud = O,用程控方式求得俯仰和滚动角速率的补偿控制推力器脉冲宽度为Ati = IiX Λ ω/Ti，i = x、y，Ii为卫星第i轴的转动惯量理论值，Ti为卫星第i轴的推力器控制力矩理论值，Δ Coi即卫星第i轴太阳敏感器可见太阳时在轴测量角差分滤波平均得到的卫星角速率估计的末段平均值Qi减去目标角速度(即角速率偏置值《ib)求得的Udi。无陀螺太阳捕获模式的姿态信号组合方式与姿态和速率信号偏置分别见表I与表2，在形式上与有陀螺太阳捕获模式相类似，但实际上无陀螺太阳捕获模式没有了陀螺角速率测量信号及角速率积分信号。表2中俯仰搜索与滚动搜索的偏置角速率也用于计算程控方式建立或消除俯仰搜索与滚动搜索角速率的推力器工作脉冲宽度，其流程如图2所
/Jn ο表I太阳捕获模式的姿态信号组合方式
权利要求
1.高轨道卫星大初始角速率情况的无陀螺太阳捕获控制方法，其特征在于步骤如下(1)当星箭分离后，或正常控制流程进入太阳捕获前，或硬件故障报警进入太阳捕获前，当满足以下三个条件中的任意一个时，卫星自主选择进入大初始角速率情况下的无陀螺太阳捕获模式，A、陀螺线路盒均不健康；B、陀螺马达不健康个数大于I个；C、陀螺顶替标志为无顶替且I (ωγ+ωζ-ωχ)-ω3Χ 1.732| > ωSUmit连续满足次数超过预设值，《SUmit为角速率比较误差限；(2)进入大初始角速率情况下的无陀螺太阳捕获模式后，首先进行速率阻尼，在太阳敏感器视场太阳可见时段，不仅将太阳敏感器在轴测量角作为姿态控制信号，而且将卫星第 i轴太阳敏感器在轴测量角差分滤波平均得到的卫星角速率估计Qi代替角速率测量信号并减去偏置值后求得角速率控制信号Udi,使超出偏置值的卫星角速率减小，使太阳敏感器测量输出的X轴姿态与Y轴姿态向0°方向控制，使卫星-Z轴指向太阳方向；在太阳敏感器视场太阳不可见时段，采用相应的推力器脉冲宽度Ati补偿控制卫星的角速率，Ati = IiX Δ ω/Ti，i = x、y，z，Λ Oi为需建立或消除卫星第i轴的角速率增量，Δ Qi = Udi，Ii 为卫星第i轴的转动惯量理论值,Ti为卫星第i轴的推力器控制力矩理论值，其中Λ Coi为正，则由产生第i轴负向控制力矩的推力器进行速率阻尼补偿控制，Δ Coi为负，则由产生第 i轴正向控制力矩的推力器进行速率阻尼补偿控制；(3)速率阻尼完成或速率阻尼达360s后，若太阳不在-Z面的太阳敏感器视场内，则开始太阳搜索；先作俯仰搜索，卫星以-O. 5° /s绕Y轴转动，若720s后，-Z面太阳敏感器仍未看到太阳，再作滚动搜索，使卫星以O. 5° /s绕X轴转动，若800s后仍不成功，则重作俯仰、滚动搜索；一旦-Z面两个太阳敏感器有太阳出现信号输出2. 048s后，便转入巡航方式； 作俯仰、滚动搜索时以程控方式建立或消除俯仰搜索和滚动搜索角速率，方法同步骤(2) 中太阳敏感器视场太阳不可见时段的控制方法；(4)无陀螺太阳捕获转入巡航方式后，X轴、Y轴姿态反馈信号保持为0，其中X轴、Y轴、 Z轴分别为卫星的滚动轴、俯仰轴和偏航轴。
全文摘要
高轨道卫星大初始角速率情况的无陀螺太阳捕获控制方法，当星箭分离后，或正常进入太阳捕获前，满足条件后自主进入大初始角速率情况下的无陀螺太阳捕获模式。首先进行速率阻尼，在太阳敏感器视场太阳可见时段，进行负反馈卫星姿态控制，使太阳敏感器测量输出的X轴姿态与Y轴姿态向0°方向控制，使卫星-Z轴指向太阳方向；在太阳敏感器视场太阳不可见时段，采用相应的推力器脉冲宽度Δti补偿控制卫星的角速率。速率阻尼完成或速率阻尼达360s后，若太阳不在-Z面的太阳敏感器视场内，则开始太阳搜索；一旦-Z面两个太阳敏感器有太阳出现信号输出2.048s后，便转入巡航方式。巡航后，在地影期间，X轴、Y轴姿态反馈信号保持为0。
文档编号G05D1/08GK102591349SQ20121006356
公开日2012年7月18日 申请日期2012年3月12日 优先权日2012年3月12日
发明者周中泽, 孙宝祥, 崔振江, 弓建军, 李宝绶, 李艳华, 王大轶, 郭廷荣, 高益军, 黄颖 申请人:北京控制工程研究所