一种微小卫星的轮磁混合姿态控制方法和系统与流程

1.本发明涉及卫星姿态控制领域。更具体地，涉及一种微小卫星的轮磁混合姿态控制方法和系统。


背景技术：

2.对于低轨卫星，利用卫星上磁体的磁矩与卫星所处位置的地磁场相互作用产生力矩，可以进行一定精度的姿态控制，这种方式比较适用于质量和体积均相对较小的微纳卫星。由于磁控力矩很小，一种较为实用的配置方式是采用磁力矩器与偏置动量轮的组合控制方式。
3.偏置动量方式三轴稳定卫星是由双自旋卫星的稳定方式引申而来的，将旋转体从整星演变缩小成一个旋转飞轮，而将定向不动部分的平台扩大到整个星体，储存在高速飞轮中的角动量使卫星具有陀螺定轴性，保持姿态的稳定性，简称动量卫星。


技术实现要素：

4.有鉴于此，本发明实施例提供一种微小卫星的轮磁混合姿态控制方法，包括：
5.s1、根据获取的卫星本体姿态信息和目标姿态信息，计算控制力矩；
6.s2、判断飞轮是否要进行卸载操作，根据飞轮当前转速和标称转速计算卸载力矩；
7.s3、进行飞轮和磁力矩器的力矩分配；
8.s4、计算当地磁场强度，根据所述当地磁场强度计算三轴指令磁矩，同时更新飞轮指令力矩，完成轮磁混合的姿态控制。
9.在一个具体实施例中，所述s1包括：
10.s11、计算姿态误差：
[0011][0012]
式中，dq0、dq1、dq2、dq3为姿态误差四元数，q0、q1、q2、q3卫星本体姿态四元数，q0r、q1r、q2r、q3r为目标姿态四元数；
[0013]
s12、计算姿态误差角：
[0014]
δθ＝2*arccos(dq0)
[0015]
式中，δθ为姿态误差角；
[0016]
s13、判断所述姿态误差角是否超限，若超限则进行限幅处理；
[0017]
s14、计算误差角速度：
[0018]
dω＝ω
r
‑
ω
[0019]
式中，dω为误差角速度，ω为卫星本体角速度，ω
r
为目标角速度；
[0020]
s15、若飞轮系统安装在本体x轴，判断垂直飞轮系统的两坐标轴的误差角速度，如
果单轴角速度大于3
°
/s，则进行速率阻尼控制，只反馈角速度进行控制计算，即令姿态角反馈系数k
p/y,z
为0；
[0021]
s16、根据姿态误差、误差角速度计算控制力矩：
[0022][0023]
其中，k
px
、k
py
、k
pz
为比例系数，k
dx
、k
dy
、k
dz
为微分系数，取值均大于0。
[0024]
在一个具体实施例中，所述s2包括：
[0025]
s21、选取标称转速h0及卸载阈值δh；
[0026]
s22、判断当前是否在卸载状态，如果当前不在卸载状态，则判断当前转速与h0 δh关系，若当前转速超过h0 δh，则进行卸载控制，计算并产生卸载力矩；否则不进行卸载控制；若当前正在卸载状态，则判断飞轮系统转速与h0‑
δh关系，若当前转速小于h0‑
δh，则认为卸载完成，不再产生卸载力矩；否则继续进行卸载控制；
[0027]
所述卸载力矩计算式为：
[0028]
t
u
＝
‑
k
u
(h
‑
h0)
[0029]
式中，k
u
为正的卸载控制参数，h0为飞轮标称转速，h为飞轮当前实际转速。
[0030]
在一个具体实施例中，飞轮产生的单轴控制力矩为：
[0031]
t
wh
＝t
cx
[0032]
式中，t
wh
为飞轮产生的单轴控制力矩，t
cx
为控制力矩x轴方向分量；
[0033]
磁力矩器产生的指令力矩为：
[0034][0035]
式中，t
mag
为磁力矩器产生的指令力矩，t
u
为卸载力矩，t
cy
为控制力矩y轴方向分量，t
cz
为控制力矩z轴方向分量。
[0036]
在一个具体实施例中，所述s4包括：
[0037]
s41、获取磁场强度；
[0038]
s42、根据所述磁场强度和所述指令力矩计算指令磁矩：
[0039][0040]
式中，b为磁场强度；
[0041]
s43、若所述指令磁矩中最大值大于磁力矩器实际能输出的最大磁矩，则进行限幅处理：
[0042][0043]
其中，m
实际
为磁力矩器实际能输出的最大磁矩，m
max
为指令磁矩中最大值；
[0044]
s44、磁力矩器产生的理论磁力矩为：
[0045]
t
mag
,＝m
×
b
[0046]
最终飞轮产生的指令力矩为：
[0047]
t
wh
,＝t
wh
‑
t
mag
,,
x
[0048]
式中，t
wh
,为最终飞轮产生的指令力矩，t
mag,x
为磁力矩器在飞轮轴方向产生干扰磁力矩。
[0049]
在一个具体实施例中，计算磁场强度的方法为：
[0050]
判断有无磁力矩器干扰，若无干扰，则磁强计测量值有效；反之，则磁强计测量无效，判断星上姿态、轨道计算是否有效，若轨道、姿态均有效，则地磁场理论计算有效；反之，则地磁场计算无效。
[0051]
在一个具体实施例中，所述s13包括，
[0052]
如果δθ大于限制角度值，则限制角度值赋值给δθ，并进行以下运算：
[0053][0054]
本发明第二个实施例提供一种微小卫星的轮磁混合姿态控制系统，包括：飞轮、磁力矩器、控制器、磁场计算单元和姿态敏感器；
[0055]
所述姿态敏感器用于获取的卫星本体姿态信息；
[0056]
所述控制器根据所述卫星本体姿态信息和目标姿态信息，计算控制力矩；
[0057]
所述控制器判断飞轮是否要进行卸载操作，根据飞轮当前转速和标称转速计算卸载力矩；
[0058]
所述控制器进行飞轮和磁力矩器的力矩分配；
[0059]
所述磁场计算单元计算当地磁场强度；
[0060]
所述控制器根据所述当地磁场强度计算三轴指令磁矩，同时更新飞轮指令力矩，完成轮磁混合的姿态控制。
[0061]
在一个具体实施例中，所述系统还包括：
[0062]
转速计，用于测量所述飞轮转速，与飞轮一体；
[0063]
星体动力学单元，用于受力维持卫星的稳定状态。
[0064]
在一个具体实施例中，所述控制器包括：
[0065]
姿态控制逻辑单元，用于生成飞轮控制指令；
[0066]
卸载单元，用于判断飞轮是否需要进行卸载操作，根据飞轮当前转速和标称转速计算卸载力矩。
[0067]
本发明的有益效果如下：本发明的一种微小卫星的轮磁混合姿态控制方法充分发挥飞轮和磁力矩器的控制作用，一定程度上提升偏置稳定卫星的三轴稳定精度及单轴机动能力。
附图说明
[0068]
下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明。
[0069]
图1示出本发明实施例的卫星构型布局示意图。
[0070]
图2示出本发明实施例的一种微小卫星的轮磁混合姿态控制系统结构图。
[0071]
图3示出本发明实施例的一种微小卫星的轮磁混合姿态控制方法流程图。
[0072]
图4示出本发明实施例的轮磁混控算法图。
[0073]
图5示出本发明实施例的当地磁场计算流程图。
[0074]
图6示出本发明实施例的采用轮磁混控的卫星三轴稳定姿态角误差。
[0075]
图7示出本发明实施例的采用轮磁混控的偏置动量卫星三轴稳定姿态角速度误差。
[0076]
图8示出本发明实施例的采用轮磁混控的偏置动量卫星飞轮转速。
[0077]
图9示出本发明实施例的采用轮磁混控的偏置动量卫星三轴磁矩输出。
具体实施方式
[0078]
为了更清楚地说明本发明，下面结合优选实施例和附图对本发明做进一步的说明。附图中相似的部件以相同的附图标记进行表示。本领域技术人员应当理解，下面所具体描述的内容是说明性的而非限制性的，不应以此限制本发明的保护范围。
[0079]
卫星姿态运动参考坐标系为轨道坐标系，描述卫星本体系相对轨道系的姿态关系为“本体姿态”，描述目标坐标系相对轨道系的姿态关系为“目标姿态”。卫星执行机构由单轴飞轮系统和三轴磁力矩器构成，其中单轴飞轮系统通过改变转速与卫星进行角动量交换，实现整星偏置动量；三轴磁力矩器通过产生磁矩，与当地地磁场作用产生三轴磁力矩，以控制卫星姿态。偏置动量轮带来的定轴性提高了系统的稳定性，降低了磁控力矩小所导致的控制难度。此外，由于采用飞轮进行姿态控制取得的控制精度远高于磁控，因此采取单轴姿控由偏置动量轮完成、另外两轴由磁力矩器完成的控制策略。
[0080]
本实施例的卫星运行于500km高的太阳同步轨道，如图1所示，太阳帆板法向沿本体
‑
x轴， z为本体对地轴，卫星在太阳同步轨道运行时，保证本体
‑
x轴对准轨道法向，即可实现太阳帆板近似对日。卫星的轮磁混合姿态控制系统如图2所示，包括：飞轮、磁力矩器、控制器、磁场计算单元和姿态敏感器；
[0081]
所述姿态敏感器用于获取的卫星本体姿态信息；
[0082]
所述控制器根据所述卫星本体姿态信息和目标姿态信息，计算控制力矩；
[0083]
所述控制器判断飞轮是否要进行卸载操作，根据飞轮当前转速和标称转速计算卸载力矩；
[0084]
所述控制器进行飞轮和磁力矩器的力矩分配；
[0085]
所述磁场计算单元计算当地磁场强度；
[0086]
所述控制器根据所述当地磁场强度计算三轴指令磁矩，同时更新飞轮指令力矩，完成轮磁混合的姿态控制。
[0087]
转速计，用于测量所述飞轮转速，一般与飞轮一体；
[0088]
星体动力学单元，用于受力维持卫星的稳定状态。
[0089]
所述控制器包括：姿态控制逻辑单元，用于生成飞轮控制指令；卸载单元，用于判断飞轮是否需要进行卸载操作，根据飞轮当前转速和标称转速计算卸载力矩。
[0090]
卫星包含2个飞轮，均平行于本体 x轴安装，互为备份，两飞轮容量相同，均为0.6nms，最大转速6000rpm；磁力矩器3个，分别平行于本体轴安装，磁力矩器最大磁矩10am2，磁矩范围在
‑
10am2到10am2范围内线性变化。卫星配置有太敏、陀螺、导航接收机、三
轴磁强计等敏感器设备。卫星三轴转动惯量分别为7kg
·
m2、8kg
·
m2、8kg
·
m2。
[0091]
偏置动量卫星的稳定状态为偏置动量轴稳定在轨道角动量方向，由于该运动特性，可通过卫星偏置动量轴的设计，实现卫星特殊的指向特性。通常根据卫星太阳帆板、敏感器、通信载荷等设备的安装位置及卫星长期运行阶段的轨道特性、日照特性等，设计卫星的目标指向，以该指向作为目标姿态，控制卫星平台朝目标姿态稳定。在该目标姿态下，卫星通常可以满足太阳帆板近似对日、通信载荷对地、各敏感器稳定测量等功能。根据该目标姿态确定卫星偏置动量轴与本体坐标系的关系，进而确定飞轮系统起旋方向。
[0092]
由于卫星稳定运行时考虑太阳帆板对日要求，需要保持本体
‑
x对准轨道法向，因此选择本体
‑
x轴为偏置动量轴，设计飞轮沿本体
‑
x方向起旋，转速设计原则为：卫星偏置动量应至少为卫星最大惯量轴与轨道角速度乘积的5～10倍。
[0093]
考虑500km轨道高度卫星运行轨道角速度为0.0011rad/s，卫星最大转动惯量为8kg
·
m2，则偏置动量为0.088nms(10倍乘积)。考虑余量，取最小偏置动量为0.1nms，对应飞轮转速1000rpm。
[0094]
由于飞轮在轨运行过程中需要吸收干扰力矩，为维持卫星偏置动量，同时降低卸载频率，设计卸载阈值为500rpm。因此设计标称转速为
‑
1500rpm，使得卫星具有
‑
x方向偏置动量，考虑卸载阈值飞轮工作在
‑
1000rpm～
‑
2000rpm之间，既可以保证偏置动量稳定，又可以保证整星较小功耗。
[0095]
以该卫星对地稳定控制为例，如图3所示为一种微小卫星的轮磁混合姿态控制方法流程。图4示出轮磁混控算法图。
[0096]
s1、根据卫星本体姿态信息和目标姿态信息，计算控制力矩；通过敏感器测量信息确定卫星本体姿态，卫星平台配备有导航接收机、星敏、太敏、磁强计、陀螺等测量敏感器，测量卫星轨道、姿态及姿态角速度信息，进而获得当前本体姿态及角速度信息。
[0097]
利用目标姿态qr、目标角速度wr及本体姿态q、本体角速度w计算获得所需的控制力矩。采用“比例
‑
微分”控制律生成控制指令，为避免指令饱和，在前向通道加入限幅控制，将误差角限制在5
°
以内，同时判断角速度大小，当单轴角速度超过3
°
/s时，优先进行速率阻尼，即只反馈角速度进行控制计算。
[0098]
s11、计算姿态误差：
[0099][0100]
式中，dq0、dq1、dq2、dq3为姿态误差四元数，q0、q1、q2、q3本体姿态四元数，q0r、q1r、q2r、q3r为目标姿态四元数。
[0101]
s12、计算姿态误差角：
[0102]
δθ＝2*arccos(dq0)
[0103]
s13、判断误差角δθ是否超限，若超限则进行限幅处理。
[0104]
一个示例中，如果δθ>5
°
，则进行限幅处理：
[0105]
令δθ＝5
°
[0106][0107]
s14、计算角速度误差：
[0108]
dω＝ω
‑
ω
[0109]
dω＝ω
r
‑
ω
[0110]
式中，dω为误差角速度，ω为卫星本体角速度，ω
r
为目标角速度；
[0111]
s15、角速度判断
[0112]
若飞轮系统安装在本体x轴，判断垂直飞轮系统的两坐标轴(y，z轴)的角速度，如果单轴角速度大于3
°
/s，则优先进行速率阻尼控制，只反馈角速度进行控制计算，即令姿态角反馈系数为0：
[0113]
k
p/y
,
z
＝0
[0114]
s16、计算指令力矩
[0115]
根据姿态误差、姿态角速度误差计算控制指令：
[0116][0117]
其中，kp为比例系数，kd为微分系数，取值均大于0。
[0118]
s2、判断飞轮是否要进行卸载操作，根据飞轮当前转速和标称转速计算卸载力矩；
[0119]
当使用飞轮进行姿态控制时，长时间的常值扰动力矩将使飞轮转速过大以致超过最大转速，或者过小导致失去定轴性，因此必须进行飞轮角动量卸载(或称角动量保持)，这一功能同样由磁力矩器完成。
[0120]
偏置动量轮在控制卫星姿态时，吸收外干扰力矩而使其角动量偏离标称值，随着贮存动量的增加，轮子将达到饱和。飞轮卸载就是利用星上磁力矩器产生的合适磁矩与当地地磁场作用以消除飞轮系统中多余的动量，维持飞轮系统标称转速。
[0121]
s21、选取标称转速h0及卸载阈值δh；；
[0122]
飞轮系统标称转速和卸载阈值的选取，应当使飞轮系统在整个运行过程中角动量值都可以满足整星偏置动量稳定的特性，并且对飞轮的卸载次数尽量少。由于飞轮是在长期在轨运行期间进行姿态控制的执行机构，主要用来克服环境干扰，因此可以通过估计环境扰动力矩在星体上产生的角动量累计，确定飞轮的标称转速和卸载阈值。
[0123]
s22、判断当前是否在卸载状态，如果当前不在卸载状态，则判断当前转速与h0 δh关系，若当前转速超过h0 δh，则进行卸载控制，计算并产生卸载力矩；否则不进行卸载控制；若当前正在卸载状态，则判断飞轮系统转速与h0‑
δh关系，若当前转速小于h0‑
δh，则认为卸载完成，不再产生卸载力矩；否则继续进行卸载控制；
[0124]
本实施例中飞轮卸载阈值δh设为500rpm，标称转速h0为
‑
1500rpm，即当飞轮转速小于h0‑
δh＝
‑
2000rpm或者大于h0 δh＝
‑
1000rpm时，进行卸载控制，飞轮工作在
‑
1000rpm～
‑
2000rpm之间，既可以保证偏置动量稳定，又可以保证整星较小功耗。
[0125]
为了避免在卸载阈值附近频繁切换，设计滞环卸载策略，当满足卸载要求时，置卸
载标志位funload为1，具体操作如下：
[0126][0127]
其中，h0为标称转速
‑
1500rpm，h为当前飞轮转速，limhigh为卸载高阈值(即h0 δh)
‑
1000rpm，limlow为卸载低阈值(即h0‑
δh)
‑
2000rpm。即当判断飞轮需要卸载时，开启卸载模式(funload＝1)，当飞轮转速卸载至标称转速
±
500rpm范围内时，判断卸载完成(funload＝0)，该算法可避免飞轮转速在卸载阈值频繁切换。
[0128]
卸载力矩计算
[0129]
当判断需要产生卸载力矩时，通过飞轮标称转速h0和飞轮当前实际转速h，设计卸载控制律：
[0130]
t
u
＝
‑
k
u
(h
‑
h0)
[0131]
其中k
u
为正的卸载控制参数。
[0132]
当判断需要产生卸载力矩时，通过飞轮标称转速h0和飞轮当前实际转速h，设计卸载控制律：
[0133][0134]
其中ku＝1.0。
[0135]
s3、进行飞轮和磁力矩器的力矩分配；
[0136]
对控制力矩及卸载力矩的分配策略：飞轮除了产生偏置动量外，产生单轴的控制力矩；另外两轴的控制力矩由磁力矩器提供，同时飞轮的卸载也由磁力矩器实现。
[0137]
采用轮磁混合的控制方式，卫星本体x方向的控制力矩tcx由单轴飞轮提供，y、z方向的控制力矩由磁力矩器与磁场作用提供；同时考虑磁力矩器的卸载作用，得到飞轮和磁力矩器的指令力矩分别为：
[0138]
飞轮指令力矩：t
wh
＝t
cx
[0139]
磁力矩器指令力矩：t
mag
＝[t
u t
cy t
cz
]
t
[0140]
s4、计算当地磁场强度，根据所述当地磁场强度计算三轴指令磁矩，同时更新飞轮指令力矩，完成轮磁混合的姿态控制。
[0141]
s41、磁场强度计算
[0142]
一般情况下磁场强度由磁强计测量得到，但当磁力矩器开机时会产生磁场，影响磁强计测量精度，因此设计星上理论磁场计算模型，根据卫星轨道位置及当前姿态计算当地地磁场强度，磁场模型采用wmm2020模型。星上磁场强度计算采用图5所示计算流程：判断磁力矩器是否开机，若磁力矩器未开机，则认为磁强计测量有效；反之，则认为磁强计测量无效。若磁强计测量无效，则判断星上姿态、轨道计算是否有效，因为地磁场理论计算需要准确的卫星轨道及姿态信息，若轨道、姿态均有效，则认为地磁场理论计算有效，可用于后续计算；反之，则认为地磁场计算无效。
[0143]
s42、根据所述磁场强度和所述指令力矩计算指令磁矩：
[0144]
[0145]
s43、考虑磁力矩器实际执行能力，需要对计算结果进行限幅处理，处理原则为：选择磁矩指令中最大值与磁力矩器实际可以输出的最大磁矩比较，若最大值大于可输出的最大磁矩，则进行限幅处理：
[0146][0147]
其中，m
max
为单轴磁力矩器能产生的最大磁矩，为10am2。
[0148]
s44、最终飞轮指令力矩计算
[0149]
由于磁力矩器的工作特点，磁矩矢量与当地磁场强度相互作用，产生三轴磁力矩，飞轮提供x方向控制力矩，由上述计算可确定指令力矩为t
wh
＝t
cx
，但由于磁力矩器工作时，产生y、z方向控制力矩时，同时在x方向产生干扰力矩，为保证x方向力矩，需要飞轮在提供控制力矩的同时，消除干扰力矩。由计算得到的指令磁矩为m，则其产生的理论磁力矩为：
[0150]
t
mag
,＝m
×
b
[0151]
磁力矩器在产生两轴方向控制力矩时，同时在另一轴(飞轮轴)方向产生干扰力矩，影响卫星姿态。
[0152]
最终飞轮指令力矩计算
[0153]
为消除磁力矩器带来的单轴干扰，需要飞轮在提供控制力矩的同时，消除干扰力矩。设计前馈补偿方法，由飞轮产生响应的补偿力矩，抵消干扰力矩的影响，具体策略如下：
[0154]
在飞轮控制力矩的基础上补偿计算得到的单轴磁力矩，最终飞轮需产生的指令力矩为(以x轴为例)：
[0155]
t
wh
,＝t
wh
‑
t
mag
,,
x
[0156]
考虑飞轮系统实际的执行能力，对得到的飞轮指令力矩进行限幅处理：
[0157][0158]
其中，t
wh,max
为飞轮可输出的最大力矩，为24mnm。
[0159]
通过上述步骤可以计算得到飞轮和磁力矩器的控制指令，实现轮磁混合的偏置动量卫星姿态控制。
[0160]
采用轮磁混控算法进行偏置动量稳定的三轴姿态角如图6所示，姿态角速度如图7所示，飞轮转速如图8所示和磁矩分配如图9所示。
[0161]
本发明的一种微小卫星的轮磁混合姿态控制方法充分发挥飞轮和磁力矩器的控制作用，一定程度上提升偏置稳定卫星的三轴稳定精度及单轴机动能力。
[0162]
显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。