一种立方星姿控模式切换方法

本发明属于卫星姿态控制，具体涉及一种立方星姿控模式切换方法。

背景技术：

1、随着航天技术的不断进步，卫星应用从早期的空间科学试验或在轨演示技术如今发展到逐渐承担起重要的民生、国防以及科研领域，例如对地遥感、导航、深空探测、通信中继、空间态势感知、航天工程教育等。相对于大型卫星而言，立方星具有体积小、重量轻、功能密度高、研制成本低、开发周期短、部署灵活等一系列优点，已经成为国内外航天领域的研究热点。目前立方星的功能日趋完善，从整体发展趋势来看，立方星的应用任务越来越复杂，这对立方星姿控系统性能和可靠性提出更高要求。

2、国内相关高校和科研院所均对立方星姿控系统硬件单机和姿态测量与控制算法开展了大量研究，大幅提升了立方星的姿控系统性能，但关于立方星姿控系统可靠性提升方面的研究较少。立方星由于受质量、尺寸、能耗等限制，具有防护措施简单、冗余配置少、星上资源有限等特点，使得立方星执行任务的可靠性较低。尤其对于立方星的姿态控制系统，通常仅安装一套动量轮系，其在轨工作的可靠性、稳定性决定了立方星能否正常完成各项飞行任务，直接影响着立方星的工作性能和在轨寿命，如何利用有限的硬件资源开展姿控系统可靠性提升工作是亟待解决的工程难题。通过对立方星姿态控制模式的切换策略进行研究，使其可以在轨识别单机和任务故障，并自主实现偏置动量控制模式和零动量控制模式间的切换，对于提升姿控系统在轨运行的可靠性和稳定性，提高立方星在轨自主运行的能力有着重大的理论和现实意义。

3、鉴于上述问题，设计一种卫星高可靠姿控模式切换方法，能够实现整星姿态根据任务需求以及冗余故障进行自主切换，是该领域技术人员亟待解决的问题。

技术实现思路

1、本发明旨在于提供一种立方星姿控模式切换方法，能够实现立方星灵活、可靠地切换姿态控制模式，完成指定飞行任务。

2、实现本发明的技术方案如下：一种立方星姿控模式切换方法，步骤如下：

3、步骤1：在星箭分离后，姿控上电，各姿态传感器以及各执行机构上电，偏置动量轮开始起旋，偏置动量轮采用匀速起旋策略，当到达额定转速后，维持转速不变；此时，卫星具有大于5°/s的姿态角速率，需要对星体进行偏置动量角速率阻尼控制降低其姿态角速率，转入步骤2。

4、步骤2：在偏置动量角速率阻尼阶段，无需对姿态角进行控制，期望目标是将姿态角速率控制到0.2°/s以下；采用b-dot控制律进行控制使得卫星能量逐步衰减，即使得卫星姿态角速率逐步减小，达到速率阻尼的目的，并且该控制律不需要姿态信息的反馈；再判断偏置动量角速率是否阻尼成功，设定当磁场变化率小于1000nt且阻尼时间大于10000s时判定轨道有效，偏置动量角速率阻尼成功并开启滤波器进入步骤3，否则重新执行步骤2，继续进行偏置动量角速率阻尼。

5、步骤3：滤波器包括单磁俯仰滤波器和磁强计太敏陀螺滤波器，偏置动量角速率阻尼阶段仅控制姿态角速率，故角速率阻尼完成后会存在大于100°的大姿态角度，需要进行大角度姿态捕获建立对地指向基准，姿态捕获阶段对姿态角和姿态角速率均需要进行控制，设定当单磁俯仰滤波器收敛且姿态捕获时间大于2000s时进入步骤4进行偏置动量三轴稳定控制，否则重新执行步骤3，开启单磁俯仰滤波器进行大角度姿态捕获。

6、步骤4：在偏置动量三轴稳定控制阶段，判断偏置动量三轴稳定控制模式的姿态角速率，设定当姿态角速率大于1°/s时，认为此时控制误差较大，故障计数加1，重新执行步骤4，进行偏置动量三轴稳定控制；当姿态角速率小于1°/s时，计数置0；当故障计数大于60时，认为控制失败重新执行步骤2，进行偏置动量角速率阻尼。

7、根据任务需求，地面可上注指令由步骤4偏置动量三轴稳定控制模式切换至步骤5零动量控制并选择对应的零动量控制模式，当磁强计太敏陀螺滤波器收敛时，进入步骤5开始进行零动量控制，否则重新执行步骤4，继续进行偏置动量三轴稳定控制。

8、步骤5：在零动量控制模式中，有a和b两种模式，当进入零动量控制模式时首先执行零动量模式a，三正交动量轮转速均匀速增加3000转，斜装动量轮匀速减少5196转，零动量轮系需要过零。

9、当零动量模式a故障时则切换至零动量模式b，三正交动量轮转速均直接调整为3000转，斜装为-5196转，此种模式动量轮转速突变可能导致姿态翻滚；因此，进入零动量模式b时需进行零动量角速率阻尼，在此模式下，当磁场变化率小于1000nt，阻尼时间大于10000s且滤波收敛时，进行零动量三轴稳定控制，否则继续执行零动量角速率阻尼。

10、当卫星进入到零动量三轴稳定控制时，需判断此时姿态角速率，若大于1°/s，则认为此时控制误差较大，故障计数加1，重新执行步骤5，进行零动量三轴稳定控制，若小于1°/s，计数置0。

11、当姿态角速率大于1°/s时，还需判断此时的零动量模式，当卫星处于零动量模式a时，若故障计数大于200，则切换至零动量模式b；当卫星处于零动量模式b时，若故障计数大于2000，则切换至步骤2，进行偏置动量角速率阻尼。

12、相对于现有姿控模式切换策略的技术，本发明的优点在于：

13、(1)可靠性强、容错率高，偏置动量模式以及零动量模式切换自如，由于动量轮三正交一斜装，其容错率高，当零动量模式失效时，切换到偏置动量，还可用磁力矩器进行辅助控制，姿控各模式考虑严谨且全面。

14、(2)适用性好，灵活性高，可以根据任务需求手动进行模式切换，当控制精度要求不高时采用偏置动量控制，此时控制精度较低但功耗随之也低，当控制精度要求高时切换至零动量控制满足任务要求。

15、(3)平稳性好，任务模式切换稳固，其动量轮速率均稳定，保证卫星姿态在此过程中不会出现姿态翻掉的情况，可更好地控制姿态，完成既定飞行任务。

技术特征：

1.一种立方星姿控模式切换方法，其特征在于，步骤如下：

2.根据权利要求1所述的立方星姿控模式切换方法，其特征在于，步骤4中，在进行偏置动量三轴稳定控制时，主要使用俯仰轴偏置动量轮进行控制，当俯仰轴偏置动量轮出现故障时，另外三轴动量轮组成偏置动量轮进行控制；另一方面俯仰轴偏置动量轮未出现故障，但控制仍然失败时，重新执行步骤4，进行偏置动量三轴稳定控制。

技术总结本发明公开了一种立方星姿控模式切换方法，具体涉及卫星姿控技术领域，步骤如下：星箭分离后姿控上电，俯仰轴动量轮起旋，卫星进行偏置动量角速率阻尼，当判定轨道有效时开启滤波器；当滤波器收敛且姿态捕获时进行偏置动量控制，出现故障时切换至角速率阻尼模式；最后上注指令切换至零动量控制模式，当滤波器收敛时进行零动量控制，出现故障时切换至角速率阻尼模式。当某一动量轮故障时，另外三轮组成偏置动量控制或零动量控制模式，完成既定姿控任务。由此可知，上述姿控模式切换方法充分利用了有限的硬件资源，模式切换逻辑清晰，软件实现简单，可有效提高立方星姿态控制系统的可靠性。技术研发人员：胡远东,刘炳员,孙杰,徐毅,谢昊东,盛一鸣,陆正亮受保护的技术使用者：南京理工大学技术研发日：技术公布日：2024/4/29