本發(fā)明涉及衛(wèi)星姿態(tài)控制技術，具體涉及一種基于地平儀信息的磁阻尼重捕地球控制方法及系統(tǒng)。

背景技術：

磁阻尼控制(或稱磁輪聯控)僅基于地磁場信息，控制磁力矩器即可實現衛(wèi)星角速度的阻尼控制；磁阻尼控制且結合偏置動量飛輪，可實現阻尼后星體俯仰軸接近軌道面法線，對于晨昏軌道衛(wèi)星可保證能源。因此在當今衛(wèi)星姿軌控分系統(tǒng)研制中獲得了越來越重要的應用。具體為，根據晨昏軌道特點，當姿態(tài)控制異常時，起旋偏置動量輪，此時動量輪軸線接近軌道法線，體現定軸性。此時設計磁矩力矩將控制至B方向，即星體X、Z軸沿地磁矢量方向，因此可保證帆板面受照，保證能源。

由于地磁場矢量在慣性空間以2ω₀(2倍軌道角速度)變化，跟蹤地磁場星體也應以2ω₀轉動，因此星體俯仰軸處于慢旋狀態(tài)，安裝在衛(wèi)星俯仰軸的紅外地平儀必然存在視場良好的過程，即紅外地平儀必然存在姿態(tài)可用的過程。因此可基于地平儀信息，完成衛(wèi)星俯仰和滾動軸的對地定向控制，而偏航軸可根據偏置動量特性，基于滾動姿態(tài)和滾動偏航姿態(tài)誤差的耦合完成偏航軸控制。

技術實現要素：

本發(fā)明提供一種磁阻尼重捕地球控制方法及系統(tǒng)，在磁阻尼控制基礎上自主建立偏置動量對地定向控制，簡化姿態(tài)異常后的處理操作。

為實現上述目的，本發(fā)明公開了一種磁阻尼重捕地球控制方法，其特點是，該控制方法包含：

采用磁阻尼控制方法，設置俯仰飛輪轉速保持在偏置動量目標轉速，磁阻尼控制完成后，星體俯仰角速度跟隨地磁場變化；

采用飛輪PI控制方法，飛輪轉速指令中設置俯仰飛輪轉速偏置量，在磁阻尼和重捕地球過程中，俯仰飛輪轉速偏置量保持在偏置動量中心轉速，星體處于偏置動量狀態(tài)；

磁阻尼控制完成后，當地平儀姿態(tài)可用且控制用姿態(tài)不超過預設閾值，則直接由磁阻尼控制轉入偏置動量飛輪對地控制，偏置動量飛輪對地控制首先基于地平儀兩軸姿態(tài)進行控制。

上述磁阻尼控制方法包含：

根據式(1)計算磁矩M：

式(1)中Cxxmb為消旋目標角速度值，量綱為rad/s，默認均為0，地面注入修改，注入量限幅在±1度/秒以內，B為本體磁場強度，在磁阻尼控制模式下由磁強計測量得到；

根據式(2)計算磁電流：

Icout＝M/K_ic (2)

式(2)中K_ic為目標磁矩與磁電流轉換系數；

僅俯仰飛輪轉速保持在偏置動量目標轉速，用于提供偏置角動量。

上述磁阻尼控制方法啟動情況為發(fā)生如下情況之一，具體有：

a)初態(tài)，18min沒有建立初始姿態(tài)；

b)初態(tài)噴氣故障；

c)飛輪全姿態(tài)模式下，光照區(qū)10分鐘沒有捕獲太陽；

d)穩(wěn)態(tài)飛輪對地下，姿態(tài)無基準；

e)偏置動量磁控制下，姿態(tài)連續(xù)2s超過18度。

上述磁阻尼控制完成的判定方法：當各軸磁場強度的變化率連續(xù)小于預設的變化率閾值，則磁阻尼控制完成，并設置磁阻尼完成標志。

上述磁阻尼控制完成的判定方法包含：

當滿足連續(xù)2000s滿足式(3)：

則建立磁阻尼結束標志MDR＝FFFF，即磁阻尼完成。

上述飛輪PI控制方法包含：

由星體相對軌道系姿態(tài)角θ,ψ計算飛輪的指令轉速，如式(4)：

式(4)中，θ,ψ為三軸控制用姿態(tài)；ω₀為軌道角速度；h_x、h_z分別為滾動、偏航軸飛輪角動量；K_px、K_ix、K_py、K_iy、K_pz、K_iz為PI控制參數；

飛輪轉速由rad/s轉換為rpm需乘以系數rad2rpm＝30/π，對輸出飛輪指令轉速進行限幅；

星載軟件最終發(fā)送給飛輪的轉速指令＝控制量+偏置量，如式(5)

在磁阻尼和重捕地球過程，俯仰飛輪轉速偏置量均保持在偏置動量中心轉速。

上述偏置動量飛輪對地控制包含：

磁阻尼結束標志已建立，地面注數“允許自主對地”的情況下，星上判斷若連續(xù)5秒同時滿足以下閾值：俯仰地平儀弦寬大于≥40度，且為雙邊弦寬；俯仰姿態(tài)≤20度；則建立捕獲地球標志，清磁阻尼標志，轉入偏置動量飛輪對地控制；

飛輪對地控制過程的姿態(tài)基準：以地平儀輸出的滾動、俯仰地平儀姿態(tài)濾波值分別作為控制用滾動、俯仰姿態(tài)，滾動姿態(tài)取反后作為偏航軸控制用姿態(tài)，如式(6)：

在星敏感器可用后，可接入星敏姿態(tài)進行三軸控制。

一種磁阻尼重捕地球控制系統(tǒng)，其特點是，該系統(tǒng)包含：

磁阻尼控制設定模塊，其采用磁阻尼控制方法，設置俯仰飛輪轉速保持在偏置動量目標轉速，磁阻尼控制完成后，星體俯仰角速度跟隨地磁場變化；

飛輪PI控制設定模塊，其采用飛輪PI控制方法，飛輪轉速指令中設置俯仰飛輪轉速偏置量，在磁阻尼和重捕地球過程中，俯仰飛輪轉速偏置量保持在偏置動量中心轉速，星體處于偏置動量狀態(tài)；

控制模塊，其接收磁阻尼控制設定模塊和飛輪PI控制設定模塊設定的參數，在磁阻尼控制完成后，當地平儀姿態(tài)可用且控制用姿態(tài)不超過預設閾值，則直接由磁阻尼控制轉入偏置動量飛輪對地控制，偏置動量飛輪對地控制首先基于地平儀兩軸姿態(tài)進行控制。

本發(fā)明一種磁阻尼重捕地球控制方法及系統(tǒng)和現有技術相比，其優(yōu)點在于，本發(fā)明基于磁輪聯控模式下俯仰軸運動規(guī)律，利用地平儀弦寬信息，在磁阻尼控制基礎上自主建立偏置動量對地定向控制，避免了偏置動量飛輪消旋控制，因此該方法簡潔，易于工程實現；

本發(fā)明在衛(wèi)星姿態(tài)控制出現異常時，甚至是對日安全模式也出現異常時，可轉入磁阻尼控制，磁阻尼控制僅基于地磁場信息，控制磁力矩器即可實現衛(wèi)星角速度的阻尼控制，磁阻尼控制且結合偏置動量飛輪，可實現阻尼后星體俯仰軸接近軌道面法線，對于晨昏軌道衛(wèi)星可保證能源。

附圖說明

圖1為本發(fā)明磁阻尼重捕地球控制方法的流程圖；

圖2為磁阻尼完成后星體跟蹤地磁場變化示意圖；

圖3為磁阻尼后重捕地球過程姿態(tài)曲線圖；

圖4為重捕地球過程地平儀弦寬曲線圖。

具體實施方式

以下結合附圖，進一步說明本發(fā)明的具體實施例。

如圖1并結合圖2所示，為一種基于地平儀信息的磁阻尼重捕地區(qū)控制方法的實施例，該該控制方法具體包含以下步驟：

S1、采用磁阻尼控制方法，設置俯仰飛輪轉速保持在偏置動量目標轉速，磁阻尼控制完成后，星體俯仰角速度跟隨地磁場變化，即星體俯仰軸處于慢旋狀態(tài)，滾動偏航接近于章動運動。

磁阻尼控制方法啟動情況為發(fā)生如下情況之一，具體有：

a)初態(tài)，18min沒有建立初始姿態(tài)；

b)初態(tài)噴氣故障；

c)飛輪全姿態(tài)模式下，光照區(qū)10分鐘沒有捕獲太陽；

d)穩(wěn)態(tài)飛輪對地下，姿態(tài)無基準；

e)偏置動量磁控制下，姿態(tài)連續(xù)2s超過18度。

磁阻尼控制方法具體包含：

根據式(1)計算磁矩M：

式(1)中Cxxmb(包含三軸的Cxxmbx、Cxxmby、Cxxmbz)為消旋目標角速度值，量綱為rad/s，默認均為0，地面注入修改，注入量限幅在±1度/秒以內，B為本體磁場強度，在磁阻尼控制模式下由磁強計測量得到。

根據式(2)計算磁電流：

Icout＝M/K_ic (2)

式(2)中，K_ic為目標磁矩與磁電流的轉換系數。

飛輪控制：

僅俯仰飛輪轉速保持在偏置動量目標轉速，用于提供偏置角動量。

其中，磁阻尼控制完成的判定方法為：當各軸磁場強度的變化率連續(xù)小于預設的變化率閾值，則磁阻尼控制完成，并設置磁阻尼完成標志，即通過磁場強度變化，判斷星體角速度阻尼完成情況，具體包含：

當滿足連續(xù)2000s滿足式(3)：

則建立磁阻尼結束標志MDR＝FFFF，即磁阻尼完成。

S2、采用飛輪PI控制方法，飛輪轉速指令中設置俯仰飛輪轉速偏置量，飛輪轉速指令由控制指令和轉速偏置量疊加得到，在磁阻尼和重捕地球過程中，俯仰飛輪轉速偏置量保持在偏置動量中心轉速，避免了偏置動量飛輪消旋控制，星體處于偏置動量狀態(tài)。

其中，飛輪PI控制方法包含：

由星體相對軌道系姿態(tài)角θ,ψ計算飛輪的指令轉速，如式(4)：

式(4)中，θ,ψ為三軸控制用姿態(tài)；ω₀為軌道角速度；h_x、h_z分別為滾動、偏航軸飛輪角動量；K_px、K_ix、K_py、K_iy、K_pz、K_iz為PI控制參數；

飛輪轉速由rad/s轉換為rpm需乘以系數rad2rpm＝30/π，對輸出飛輪指令轉速進行限幅；

星載軟件最終發(fā)送給飛輪的轉速指令＝控制量+偏置量，如式(5)：

在磁阻尼和重捕地球過程，俯仰飛輪轉速偏置量均保持在偏置動量中心轉速。

S3、自主判斷俯仰地平儀弦寬差信息，當地平儀姿態(tài)可用且控制用姿態(tài)不超過預設閾值，則直接由磁阻尼控制轉入偏置動量飛輪對地控制，偏置動量飛輪對地控制首先基于地平儀兩軸姿態(tài)進行控制。

這里，通過自主判斷俯仰地平儀弦寬差信息，保證重捕過程安全可靠；考慮到可能的敏感器異常，基于地平儀兩軸姿態(tài)進行偏置動量飛輪對地控制。

偏置動量飛輪對地控制具體包含：

磁阻尼結束標志MDR＝FFFF已建立，地面注數“允許自主對地”的情況下，星上判斷若連續(xù)5秒同時滿足以下閾值：俯仰地平儀弦寬大于≥40度，且為雙邊弦寬；俯仰姿態(tài)≤20度；則建立捕獲地球標志，清磁阻尼標志，轉入偏置動量飛輪對地控制。

飛輪對地控制過程的姿態(tài)基準：以地平儀輸出的滾動、俯仰地平儀姿態(tài)濾波值分別作為控制用滾動、俯仰姿態(tài)，滾動姿態(tài)取反后作為偏航軸控制用姿態(tài)，如式(6)：

在星敏感器可用后，可接入星敏姿態(tài)進行三軸控制。

如圖3所示，為截取2015年1月12日磁阻尼后重捕地球過程姿態(tài)曲線，其中三角標記曲線為X軸姿態(tài)角曲線，圓形標記曲線為Y軸姿態(tài)角曲線，方形標記曲線為Z軸姿態(tài)角曲線?？梢姶抛枘徇^程俯仰軸慢旋時，Y軸姿態(tài)角靠近X軸姿態(tài)角，并在如地平儀兩周控制時與X軸姿態(tài)角曲線重合，在接入星敏三軸控制后，X軸姿態(tài)角曲線、Y軸姿態(tài)角曲線和Z軸姿態(tài)角曲線重合。

如圖4所示，為截取2015年1月12日重捕地球過程地平儀弦寬曲線，其中三角標記曲線為俯仰地平儀左弦寬曲線，圓形標記曲線為俯仰地平儀右弦寬曲線。兩曲線交回后并行的起始點為兩邊弦寬滿足條件，接入地平儀控制的時刻。

本發(fā)明還公開了一種適用于上述磁阻尼重捕地球控制方法的系統(tǒng)，其特點是，該系統(tǒng)包含：磁阻尼控制設定模塊、飛輪PI控制設定模塊和連接磁阻尼控制設定模塊與飛輪PI控制設定模塊輸出端的控制模塊。

磁阻尼控制設定模塊采用磁阻尼控制方法，設置俯仰飛輪轉速保持在偏置動量目標轉速，磁阻尼控制完成后，星體俯仰角速度跟隨地磁場變化；

飛輪PI控制設定模塊采用飛輪PI控制方法，飛輪轉速指令中設置俯仰飛輪轉速偏置量，在磁阻尼和重捕地球過程中，俯仰飛輪轉速偏置量保持在偏置動量中心轉速，星體處于偏置動量狀態(tài)；

控制模塊接收磁阻尼控制設定模塊和飛輪PI控制設定模塊設定的參數，在磁阻尼控制完成后，當地平儀姿態(tài)可用且控制用姿態(tài)不超過預設閾值，則直接由磁阻尼控制轉入偏置動量飛輪對地控制，偏置動量飛輪對地控制首先基于地平儀兩軸姿態(tài)進行控制。

盡管本發(fā)明的內容已經通過上述優(yōu)選實施例作了詳細介紹，但應當認識到上述的描述不應被認為是對本發(fā)明的限制。在本領域技術人員閱讀了上述內容后，對于本發(fā)明的多種修改和替代都將是顯而易見的。因此，本發(fā)明的保護范圍應由所附的權利要求來限定。