一種省工質的磁控與噴氣控制聯合的高精度姿態控制方法
【專利摘要】本發明涉及一種省工質的磁控與噴氣控制聯合的高精度姿態控制方法，步驟為(1)根據三軸姿態誤差和角速度誤差，利用PID控制律計算期望控制力矩；(2)根據地磁感應強度矢量在衛星本體坐標系三軸坐標分量的實時分布確定哪些軸姿態實施磁控、哪些軸姿態實施噴氣控制；(3)利用小擾動磁矩分配算法計算三軸磁矩，以充分滿足磁控軸期望控制力矩，同時減小磁控所產生的干擾力矩；(4)利用噴氣相平面算法計算噴氣控制軸的噴氣脈寬。本發明的姿態控制精度高，工質消耗低，計算簡單，工程實現容易。
【專利說明】
一種省工質的磁控與噴氣控制聯合的高精度姿態控制方法
技術領域
[0001 ]本發明涉及一種省工質的磁控與噴氣控制聯合的高精度姿態控制方法，適用于所 有采用磁控與噴氣控制聯合實現高精度三軸姿態穩定的航天器，例如重力場測量衛星及高 寧靜度的科學探測衛星等。該方法還可應用于其它所有有動量輪或CMG配合的需要磁控的 航天器或航天器特定工作模式。
【背景技術】
[0002] 對重力測量衛星而言，加速度計的任務是測量非保守力對星體質心運動的影響。 其特點是，靈敏度很高，對任務中所受的高頻和低頻振動、擾動的幅值、頻率等有嚴格的要 求。基于這一要求，衛星控制分系統需要盡可能減小對星體質心加速度的擾動，要確保由姿 態測量與控制造成的星體質心加速度不影響加速度計或重力梯度儀的工作。因此，控制分 系統需要從減小振動和擾動的角度出發進行設計：即，不使用諸如帶旋轉機構的敏感器和 執行機構等會嚴重影響平臺有效載荷工作的部件，如常見的動量輪、太陽帆板驅動機構及 掃描式地球敏感器等，僅使用磁力矩器和噴氣執行機構實現甚高的姿態控制精度指標要 求，推進工質不能為液態，噴氣執行機構參與控制的時間盡可能少。
[0003] 為了滿足有效載荷一一高精度加速度計正常工作的需要，重力場測量衛星不能配 置有可動部件的敏感器及執行機構，因此其姿態控制系統普遍采用磁控與噴氣控制聯合的 方案，通過噴氣控制保證姿態控制精度，通過磁控節省推進工質。國際上CHAMP、GRACE及 G0CE等三代重力場測量衛星均采用這種控制方案，但具體的控制算法未見文獻公開報道。 為此，在開展我國某重力場測量衛星關鍵技術攻關及地面演示驗證階段，課題組把握磁控 這個關鍵環節，先后嘗試過基于傳統磁矩分配的PID磁控方法、基于Hm理論的磁控方法及 基于凸多面體理論的磁控方法等多種控制算法，但結果均不夠理想，推進工質消耗量遠大 于國外同類衛星GRACE的水平。后來，本專利申報人查閱到文獻"基于純磁控的皮衛星姿態 恢復，浙江大學學報(工學版），2013，47(5):843-852"，借鑒其衛星偏航姿態不控、基于控 制律通過磁矩分配實現滾動與俯仰姿態較高精度控制的思想，根據一個軌道周期內地磁感 應強度在衛星軌道坐標系內變化情況，提出在三軸之間動態地、巧妙地分配噴氣控制與磁 控、并充分挖掘磁矩分配潛力的思想，形成一種省工質的磁控與噴氣控制聯合的高精度姿 態控制方法，在三軸姿態控制精度完全滿足指標要求的前提下，使推進工質消耗優于GRACE 衛星的水平。
【發明內容】
[0004] 本發明的技術解決問題是：克服現有技術的不足之處，提供一種省工質的磁控與 噴氣控制聯合的高精度姿態控制方法，該方法能夠獲得高的姿態控制精度，同時工質消耗 低，計算簡單，工程實現容易。
[0005] 本發明的技術解決方案是:一種省工質的磁控與噴氣控制聯合的高精度姿態控制 方法，其特點在于步驟如下：
[0006] (1)根據三軸姿態誤差和角速度誤差，利用PID控制律計算得到三軸期望控制力 矩，作為后面磁控計算的依據；
[0007] (2)磁控軸/噴氣控制軸分配邏輯:根據地磁感應強度矢量在衛星本體坐標系三軸 坐標分量的實時分布確定哪些軸姿態實施磁控計算、哪些軸姿態實施噴氣控制計算，分別 稱之為磁控軸、噴氣控制軸；
[0008] (3)針對步驟(2)中確定的磁控軸，根據步驟（1)中給出的相應軸方向期望控制力 矩，和地磁感應強度矢量信息，利用小擾動磁矩分配算法計算得到三軸磁矩結果，以充分滿 足磁控軸期望控制力矩，同時減小磁控所產生的干擾力矩，該三軸磁矩計算結果作為輸出；
[0009] (4)針對步驟(2)中確定的噴氣控制軸，利用噴氣相平面算法計算得到噴氣控制軸 的噴氣脈寬結果，該噴氣脈寬計算結果作為輸出。
[0010] 所述步驟(1)中利用PID控制律計算三軸期望控制力矩如下：
[0011] 設沿本體坐標系三軸，依次為滾動、俯仰、偏航軸的姿態誤差為[φ。θ。Φ。]，角速 度誤差為i *三軸的PID系數分別為比例系數Kpx，KPy，K pz，微分系數Kdx，Kdy，Kdz， 積分系數1(1\，^，1(12，則三軸的期望控制力矩如下計算：
[0012] 7:, 十
[0013] T:，KpA +Kj，K".[fidt Λ
[0014] Tt: = Κ + K+ Ki:\yLdt
[0015] 所述步驟(2)的磁控軸/噴氣控制軸分配邏輯，是根據衛星所處的軌道磁場分布情 況，確定在軌道不同位置時哪些軸為磁控軸，哪些軸為噴氣控制軸。具體分配邏輯如下：
[0016] 設沿本體坐標系三軸，依次為滾動、俯仰、偏航軸的地磁感應強度為[Bx By Bz]，當 前若I Bx I > I Bz I，則設置Y軸即俯仰軸，Z軸即偏航軸為磁控軸，X軸即滾動軸為噴氣控制軸;否 則設置X軸和Y軸為磁控軸，Z軸為噴氣控制軸。
[0017] 所述步驟(3)中的小擾動磁矩分配算法，是利用三軸磁矩，以減小磁矩帶來的擾動 力矩為優先考慮的分配算法，具體分配算法如下：
[0018] (31)根據當前若Y軸即俯仰軸和Z軸即偏航軸為磁控軸，則：
[0019] 首先計算兩個備選磁矩值Mxl = -Tcy/Bz，Mx2 = Tcz/By，其中Tcy、1^分別為俯仰軸、偏 航軸期望控制力矩值，By、Bz分別為地磁感應強度在本體坐標系俯仰軸、偏航軸的分量值，若 1\1與1^2同號，則滾動軸磁矩1\計算公式為:1^ = 8811(1^1)111；[11%1爲2);否則令1\ = 0;
[0020] 然后計算偏航軸磁矩Mz= (Tcy+MxBz)/Bx，俯仰軸磁矩M y= (MxBy-Tcz)/Bx，其中Bx為 地磁感應強度在本體坐標系滾動軸的分量值。
[0021 ] (32)根據當前若X軸，即滾動軸和Y軸，即俯仰軸為磁控軸，則：
[0022] 首先計算兩個備選磁矩值Mzl = _WBy，Mz2 = Tcy/Bx，其中Tcx、Tcy分別為滾動軸、俯 仰軸期望控制力矩值，BX、By分別為地磁感應強度在本體坐標系滾動軸、俯仰軸的分量值，若 121與隊2同號，則偏航軸磁矩隊計算公式為沁=8811(121)111；[11(1 21具2);否則令隊=0;
[0023] 然后計算俯仰軸磁矩My=(Tcx+MzB y)/Bz，滾動軸磁矩Mx=(MzBx-T cy)/Bz，其中Bz為 地磁感應強度在本體坐標系偏航軸的分量值；
[0024] (33)磁矩限幅
[0025] 設磁力矩器的最大磁矩Mmax，對以上計算結果Mx，M y，Mz進行限幅處理Mx = mlf(Mx， Mmax)，My = mlf(My，Mmax)，Mz=mlf(Mz，Mmax)。
[0026] 本發明與現有技術相比的優點在于：
[0027] (1)磁控與噴氣聯合控制，既充分利用磁控能力節省噴氣工質，又避免了磁控姿態 控制精度不高的缺點。
[0028] (2)根據地磁感應強度矢量在衛星本體坐標系的分量特點確定磁控軸/噴氣控制 軸分配，使磁控力矩作用于效率最高的方向，能夠充分發揮磁控能力，同時避免磁控力矩對 其他軸產生較大干擾。
[0029] (3)小擾動磁矩分配算法綜合考慮期望力矩與地磁感應強度矢量分布，充分挖掘 三軸磁矩潛力，在充分滿足磁控軸期望力矩要求的前提下，盡量減少磁控對其他軸的干擾 力矩。
[0030]總之，本發明已在某重力測量衛星演示驗證項目中通過試驗驗證，方法可行，工程 技術易實現，因此具有實用性。
【附圖說明】
[0031 ]圖1為本發明磁控與噴氣控制聯合高精度姿態控制流程圖。
【具體實施方式】 [0032] 實施例1:
[0033]以一種軌道傾角在90度附近的低軌衛星為例，如圖1所示，本發明的具體步驟如 下：
[0034] (1)根據三軸姿態誤差和角速度誤差，利用PID控制律計算期望控制力矩;設沿本 體坐標系三軸(依次為滾動、俯仰、偏航軸，以下皆同）的姿態誤差為[φ。Θ。1^。]，角速度誤 差為[4 4屺]，三軸的PID系數分別為比例系數Kpx，KPy，Kpz，微分系數Kd x，Kdy，Kdz4%、 系數Klx，Kly，Klz，則三軸的期望控制力矩如下計算：
[0035] T^K^+Kj^K^Jdt
[0036] Tcf = Kpiet+Kji+K^Oidt e
[0037] Tcs = Κ,, Ψι + Κ, ψ, + Κ： (//, dt
[0038] (2)根據地磁感應強度矢量在衛星本體坐標系三軸坐標分量的大小確定哪些軸姿 態實施磁控、哪些軸姿態實施噴氣控制;磁控軸/噴氣控制軸分配邏輯如下：
[0039]設沿本體坐標系三軸（依次為滾動、俯仰、偏航軸）的地磁感應強度為[Bx By Βζ]， 當前若I Bx I > I Bz I，則設置Υ軸（即俯仰軸)和Ζ軸（即偏航軸)為磁控軸，X軸（即滾動軸)為噴氣 控制軸;否則設置X軸和Υ軸為磁控軸，Ζ軸為噴氣控制軸。
[0040] (3)利用小擾動磁矩分配算法計算三軸磁矩，以充分滿足磁控軸期望控制力矩，同 時減小磁控所產生的干擾力矩;小擾動磁矩分配算法如下：
[0041] a.若Υ軸和Ζ軸為磁控軸，則：
[0042] 首先計算兩個備選磁矩值Mxl = _WBz，Mx2 = WBy，其中1^、1^分別為步驟（1)中 計算的俯仰軸、偏航軸期望控制力矩值，By、Bz分別為地磁感應強度在本體坐標系俯仰軸、偏 航軸的分量值，若Mxi與MX2同號，則滾動軸磁矩Mx計算公式為:Mx = s gn (MX1) m i n (MX1，MX2);否 則令Mx=0;
[0043] 然后計算偏航軸磁矩Mz= (Tcy+MxBz)/Bx，俯仰軸磁矩M y= (MxBy-Tcz)/Bx，其中Bx為 地磁感應強度在本體坐標系滾動軸的分量值。
[0044] b.若X軸和Y軸為磁控軸，則：
[0045] 首先計算兩個備選磁矩值隊1 = -1^/^具2 = 1^/%〇其中1^、1^分別為步驟（1)中 計算的滾動軸、俯仰軸期望控制力矩值，Bx、By分別為地磁感應強度在本體坐標系滾動軸、俯 仰軸的分量值，若M zl與Mz2同號，則偏航軸磁矩Mz計算公式為Mz = sgn(Mzl)min(Mzl，Mz2);否則 令 Mz = 0;
[0046] 然后計算俯仰軸磁矩My=(Tcx+MzB y)/Bz，滾動軸磁矩Mx=(MzBx-T cy)/Bz，其中Bz為 地磁感應強度在本體坐標系偏航軸的分量值。
[0047] c.磁矩限幅：
[0048] 設磁力矩器的最大磁矩Mmax，對以上計算結果Mx，My，Mz進行限幅處理M x = mlf(Mx， Mmax)，My = mlf(My，Mmax)，Mz=mlf(Mz，Mmax)。
[0049] (4)利用噴氣相平面算法計算噴氣控制軸的噴氣脈寬，算法設計參考屠善澄院士 主編的《衛星姿態動力學與控制》(宇航出版社，2001)第442頁；
[0050] (5)在衛星整個工作過程中，重復進行圖1所示的磁控與噴氣控制聯合姿態控制流 程，從而實現省工質且高精度的姿態控制，保證衛星安全有效地完成科學探測任務。
【主權項】
1. 一種省工質的磁控與噴氣控制聯合的高精度姿態控制方法，其特征在于包括W下步 驟： (1) 根據Ξ軸姿態誤差和角速度誤差，利用PID控制律計算得到Ξ軸期望控制力矩，作 為后面磁控計算的依據； (2) 磁控軸/噴氣控制軸分配邏輯:根據地磁感應強度矢量在衛星本體坐標系Ξ軸坐標 分量的實時分布確定哪些軸姿態實施磁控計算、哪些軸姿態實施噴氣控制計算，分別稱之 為磁控軸、噴氣控制軸； (3) 針對步驟(2)中確定的磁控軸，根據步驟（1)中給出的相應軸方向期望控制力矩，和 地磁感應強度矢量信息，利用小擾動磁矩分配算法計算得到Ξ軸磁矩結果，W充分滿足磁 控軸期望控制力矩，同時減小磁控所產生的干擾力矩，該Ξ軸磁矩計算結果作為輸出； (4) 針對步驟(2)中確定的噴氣控制軸，利用噴氣相平面算法計算得到噴氣控制軸的噴 氣脈寬結果，該噴氣脈寬計算結果作為輸出。2. 根據權利要求1所述的省工質的磁控與噴氣控制聯合的高精度姿態控制方法，其特 征在于:所述步驟(1)中利用PID控制律計算Ξ軸期望控制力矩如下： 設沿本體坐標系立軸，依次為滾動、俯仰、偏航軸的姿態誤差為[Φ。Θ。恥]，角速度誤 差為[4馬捉]百軸的PID系數分別為比例系數Kpx，Kpy，Kpz，微分系數Kdx，Kdy，Kdz，積分 系數Klx，Kly，Klz，則Ξ軸的期望控制力矩如下計算：3. 根據權利要求1所述的省工質的磁控與噴氣控制聯合的高精度姿態控制方法，其特 征在于:所述步驟(2)的磁控軸/噴氣控制軸分配邏輯，是根據衛星所處的軌道磁場分布情 況，確定在軌道不同位置時哪些軸為磁控軸，哪些軸為噴氣控制軸，具體分配邏輯如下： 設沿本體坐標系Ξ軸，依次為滾動、俯仰、偏航軸的地磁感應強度為[Bx By Bz]，當前若 I Bx I〉I Bz I，則設置Υ軸即俯仰軸，Z軸即偏航軸為磁控軸，X軸即滾動軸為噴氣控制軸;否則設 置X軸和Y軸為磁控軸，Z軸為噴氣控制軸。4. 根據權利要求1所述的省工質的磁控與噴氣控制聯合的高精度姿態控制方法，其特 征在于:所述步驟(3)中的小擾動磁矩分配算法，是利用Ξ軸磁矩，W減小磁矩帶來的擾動 力矩為優先考慮的分配算法，具體分配算法如下： (31) 根據當前若Y軸即俯仰軸和Z軸即偏航軸為磁控軸，則： 首先計算兩個備選磁矩值啦1 = -1'巧/83其2 = 1'^/^，其中1'巧、心分別為俯仰軸、偏航軸 期望控制力矩值，By、Bz分別為地磁感應強度在本體坐標系俯仰軸、偏航軸的分量值，若Mxl 與沁2同號，則滾動軸磁矩沁計算公式為:11=3旨11(111)111；[]1(111,]/[。）；否則令沁=0; 然后計算偏航軸磁矩Mz = (Tcy+MxBz) /Bx，俯仰軸磁矩My = (MxBy-Tcz) /Bx，其中Bx為地磁感 應強度在本體坐標系滾動軸的分量值； (32) 根據當前若X軸，即滾動軸和Y軸，即俯仰軸為磁控軸，則： 首先計算兩個備選磁矩值Mzl = -Tcx/By，Mz2 = Tcy/Bx，其中Tex、Tcy分別為滾動軸、俯仰軸 期望控制力矩值，Bx、By分別為地磁感應強度在本體坐標系滾動軸、俯仰軸的分量值，若Mzl 與12洞號，則偏航軸磁矩12計算公式為12 = 8旨]1(121)111；[]1(121，]^22);否則令12 = 0; 然后計算俯仰軸磁矩My=(Tcx+MzBy)/Bz，滾動軸磁矩Mx=(MzBx-Tcy)/Bz，其中Bz為地磁感 應強度在本體坐標系偏航軸的分量值； (33)磁矩限幅 設磁力矩器的最大磁矩Mmax，對W上計算結果Mx , My , Mz進行限幅處理Mx = m 1 f ( Mx , Mmax )， My = mlf (My,Mmax)，Mz=mlf (Mz,Mmax)。
【文檔編號】B64G1/10GK106081167SQ201610676473
【公開日】2016年11月9日
【申請日】2016年8月16日 公開號201610676473.2, CN 106081167 A, CN 106081167A, CN 201610676473, CN-A-106081167, CN106081167 A, CN106081167A, CN201610676473, CN201610676473.2
【發明人】劉其睿, 茍興宇, 涂俊峰, 談樹萍
【申請人】北京控制工程研究所