本发明涉及航天器姿态控制的技术领域。具体而言，本发明涉及一种基于地磁场检测参数的改进的纯磁控载流子对日定向方式。
背景技术：
卫星的姿态控制是指对卫星绕刚体施加扭矩，以保持或按须要改变其在空间定向的技术。卫星的姿态控制系统在卫星的实际运行和控制过程中饰演了非常重要的角色，才能确保卫星飞行过程中姿态的确定和调整，因而顺利完成既定的飞行任务。
不同类型的卫星对姿态控制有不同的要求，卫星的姿态控制包括被动姿态控制和主动姿态控制。姿态敏感器用于检测卫星本体座标系统相对于某一基准座标系的相对位置和角速率，以确定卫星的姿态。卫星系统还包括控制器，控制器按照卫星的姿态和给定的要求指示执行机构工作。执行机构则按照控制器指令形成相应的控制转矩进而改变卫星的姿态。
卫星的对日定向对于能源获取至关重要，对于低轨道卫星而言，采用工作性能相对可靠的太阳敏感器、磁强计和磁扭力器实现卫星的对日定向关系到卫星的生命安全。考虑到磁控作用总是垂直于当地磁力线方向，纯磁控卫星的姿态稳定实际上是欠驱动的控制系统。当前比较有效的方式是采用载流子稳定的方式可以实现星系(太阳划艇)指向的稳态地日。并且，该方案存在一个重大缺陷，在个别情况下将难以产生磁控对日，甚至会实现反向对日，即太阳划艇的反面朝向太阳。
技术实现要素：
针对现有技术中存在的技术问题，本发明仅采用太阳敏感器、磁强计和磁扭力器实现星系太阳划艇对日定向的姿态控制。
按照本发明的一个方面，提供一种纯磁控载流子对日定向方式磁力矩器，包括：
按照地磁矢量和太阳矢量确定星系角速率；
按照估算得到的恒星角速率，判定是否须要进行恒星速度减振；
若果不须要进行恒星速度减振，则按照太阳矢量sb与恒星指定面法向矢量vs，确定太阳角ε，并确定期望控制转矩中第一项：
按照地磁矢量检测结果，确定期望控制转矩第二项：
t2＝k2·(bb-×bb)；
期望控制转矩第三项按下式确定：
t3＝k3·(ωbi-ω)；
期望控制转矩为：
其中vs为指定的星系面法向矢量，sb为测得的太阳矢量，ε为太阳角，ωbi为惯性系下的角速率矢量，由定姿单机所确定的姿态信息差分而得，ω为期望的角速率矢量，k1、k2和k3分别为对应于三个转矩项的系数，bb表示当前拍的地磁场硬度，bb-表示前一拍的地磁场硬度。
按照期望控制转矩反算磁扭力器对应的期望输出磁矩：
其中，m为期望输出磁矩。
在本发明的一个施行例中，假如须要进行恒星速度减振，则确定地磁矢量变化率为：
其中，
表示当前拍的地磁场矢量变化率，bb表示当前拍的地磁场硬度，bb-表示前一拍的地磁场硬度，δt表示姿态控制周期；
确定磁扭力器期望的输出磁矩：
其中mx，my，mz分别为磁矩矢量m的三个份量，分别对应三个磁扭力器的期望输出；mmax为磁扭力器的最大输出磁矩，系数0.5表示磁扭力器工作的信噪比。
在本发明的一个施行例中，当前拍的地磁场硬度和前一拍的地磁场硬度通过磁强计进行检测来获取。
在本发明的一个施行例中，判定是否须要进行恒星速度减振包括判定恒星角速率的范数是否小于阀值。
在本发明的一个施行例中，假如恒星角速率的范数是小于阀值，则须要进行恒星速度减振，否则不须要进行恒星速度减振。
在本发明的一个施行例中，按照地磁矢量和太阳矢量确定恒星角速率包括：
按照双矢量定姿方案确定星系姿态矩阵；
按照姿态矩阵确定星系三轴姿态四元数q＝[q1,q2,q3,q4]t；以及
按照前后两拍姿态信息确定星系角速率。
在本发明的一个施行例中，所述恒星角速率为：
其中，qk+1，qk为相邻两次输出的四元数。
在本发明的一个施行例中，基于磁测磁控的卫星载流子定向方式还包括：
依据所确定的磁扭力器的输出磁矩，驱动磁扭力器工作。
在仅用太阳敏感器和磁强计进行检测且仅用磁扭力器进行控制的情况下，应用本发明可对载流子对日定向方案进行构建，保证控制系统可在有限时间内实现对日定向。该发明无须配置其它敏感单元或执行机构，可实现全天域、全状态下的磁控载流子对日定向。
附图说明
为了进一步阐述本发明的各施行例的以上和其它优点和特点，将参考附图来呈现本发明的各施行例的更具体的描述。可以理解，这种附图只描画本发明的典型施行例，因而将不被觉得是对其范围的限制。在附图中，为了清楚明了，相同或相应的部件将用相同或类似的标记表示。
图1示出修正的磁控对日载流子定向控制流程图。
图2示出既有方案中航天器磁控对日过程中星体角速率变化曲线。
图3示出既有方案中航天器磁控对日过程中星体角速度变化曲线。
图4示出既有方案中航天器磁控对日过程中太阳角变化曲线。
图5示出改进方案中航天器磁控对日过程中星体角速率变化曲线。
图6示出改进方案中航天器磁控对日过程中星体角速度变化曲线。
图7示出改进方案中航天器磁控对日过程中太阳角变化曲线。
具体施行方法
在以下的描述中，参考各施行例对本发明进行描述。但是，本领域的技术人员将认识到可在没有一个或多个特定细节的情况下或则与其它替换和/或附加方式、材料或组件一起施行各施行例。在其它情形中，未示出或未详尽描述公知的结构、材料或操作以免使本发明的各施行例的诸方面冗长。类似地，为了解释的目的，探讨了特定数目、材料和配置，便于提供对本发明的施行例的全面理解。但是，本发明可在没有特定细节的情况下施行。据悉，应理解附图中示出的各施行例是说明性表示且不一定按比列勾画。
在本说明书中，对“一个施行例”或“该施行例”的引用意味着结合该施行例描述的特定特点、结构或特点被包括在本发明的起码一个施行例中。在本说明书各处中出现的句子“在一个施行例中”并不一定全部指代同一施行例。
本发明所要解决的技术问题是对既有的、仅用太阳敏感器和磁强计进行检测和仅用磁扭力器进行恒星对日定向控制的方案进行适应性修正，实现全天域、全状态的磁控载流子对日稳定。本发明提出一种有效的控制修正方式，不同于既有技巧中采用太阳矢量的叉乘积作为减振项，该方式采用地磁矢量的叉乘积作为期望控制转矩中的减振项，可有效实现太阳角的比列微分pd控制，且在任何情况下均无须进行修正。
既有磁控载流子对日定向方式描述如下：
在恒星角速率较小的情况下，磁控对日指向所对应的期望控制转矩采用下式给定：
上式[1]中，vs为指定的恒星面法向矢量，sb与sbdot为测得的太阳矢量及其变化率，公式中sb上加一点，即为此处sbdot，以下类似；ε为太阳角，ωbi为惯性系下的角速率矢量，可由定姿单机所确定的姿态信息差分而得，ω为期望的角速率矢量，k1、k2和k3分别为对应于三个转矩项的系数。第三项系数k3在太阳角较大时(如磁力矩器，小于45°时)置0。
本发明提出一种针对性的改进方案：期望控制转矩第一项和第三项不做任何改动；期望控制转矩第二项采用前后两拍测定的地磁矢量的叉乘积进行确定。
修正的控制转矩给定为：
下边结合附图和实例对本发明作进一步详尽说明。
如图1所示，为改进后的磁控载流子对日定向控制控制流程图，由图可知，全天域、全状态下的磁控载流子对日定向控制可通过如下步骤实现：
步骤1、根据地磁矢量和太阳矢量确定恒星角速率：
首先按照双矢量定姿方案确定恒星姿态矩阵，然后按照姿态矩阵cob可以确定恒星三轴姿态四元数q＝[q1,q2,q3,q4]t。最后依照前后两拍姿态信息确定恒星角速率：
其中，qk+1，qk为相邻两次输出的四元数，矩阵g(q)可写为：
步骤2、根据估算得到的恒星角速率，判定是否须要减振。若满足：
||ωbi||＞ω[5]
则应首先进行恒星速度减振。首先按照磁强计当前拍输出bb，确定当前拍地磁场变化率矢量：
其次按照bdot减振算法确定磁扭力器期望的输出磁矩：
并执行步骤7；否则，执行步骤3。
式[7]中，mx，my，mz分别为磁矩矢量m的三个份量，分别对应三个磁扭力器的期望输出；mmax为磁扭力器的最大输出磁矩，系数0.5表示磁扭力器工作的信噪比。
步骤3、根据太阳矢量sb与星系指定面法向矢量vs，确定太阳角ε，并确定期望控制转矩中第一项：
步骤4、根据地磁矢量检测结果，确定期望控制转矩第二项：
t2＝k2·(bb-×bb)[9]
步骤5、期望控制转矩第三项按下式确定：
t3＝k3·(ωbi-ω)[10]
其中，ω为指定的恒星载流子角速率矢量。
步骤6、根据期望控制转矩反算磁扭力器对应的期望输出磁矩
其中，m为期望输出磁矩，bb为星体系下地磁矢量。
步骤7、根据期望输出磁矩，驱动磁扭力器工作，进行姿态控制。在必要的情况下，可依照磁扭力器能力对期望输出磁矩进行限幅处理。
以下通过数值仿真进行验证：
(1)设航天器初始角速率为：
偏航角速率：1/s
俯仰角速率：4°/s
滚转角速率：1/s
(2)期望载流子角速率为：[0-20]°/s
(3)航天器初始姿态为：
偏航角：0
俯仰角：0
滚转角：0
(4)航天器力矩参数为：
转动力矩ixx：0.5kg·m2
转动力矩ixx：0.5kg·m2
转动力矩ixx：0.5kg·m2
力矩积ixy：0.01kg·m2
力矩积ixz：0.01kg·m2
力矩积iyz：-0.01kg·m2
(5)航天器轨道参数为：
高度为500km的晨昏轨道
(6)航天器太阳划艇朝向：
太阳划艇平面与恒星—y面平行。
(7)航天器磁控参数为：
x向磁扭力器最大输出磁矩：3a·m2
y向磁扭力器最大输出磁矩：3a·m2
z向磁扭力器最大输出磁矩：3a·m2
x向磁扭力器最小输出磁矩：0.015a·m2
y向磁扭力器最小输出磁矩：0.015a·m2
z向磁扭力器最小输出磁矩：0.015a·m2
减振控制周期：1s
减振控制转矩：0.5
图2至图4为既有方案的仿真结果。仿真结果表明：在一定初始条件下，即使算法可以保证星系载流子，但因为算法自身的缺陷，卫星可能是反向对日载流子。既有方案期望控制转矩中的减振项可以分为沿太阳角方向份量和垂直于太阳角方向份量两部份，后者用于太阳角控制中的减振，前者用于星系角速度的减振。在太阳角接近90°时，既有方案期望控制转矩中的减振项将降小至0附近，其用于太阳角减振的部份几乎为0，太阳角控制出现振荡；在太阳角小于90°时，减振项中用于太阳角减振的部份发生符号改变，此时因为减振项的反向作用，太阳角将越控越大，最终逗留在反向对日方向上；随后太阳角控制比列项与减振项份量互相制约，太阳角将永远没法降为小量。采用改进的磁控载流子对日定向方案可有效规避既有方案中控制发散的可能，太阳角可平稳控制在较小量级附近，可保证星上能源的充足供应。
图5至图7为改进方案对应的仿真结果。仿真结果表明：采用地磁场矢量的叉乘积作为期望控制转矩的减振项，可有效规避既有方案中控制发散的可能，同时，地磁场矢量的叉乘积减振项仅起减振作用，不会对太阳角大小的控制带来负面影响，太阳角可平稳控制在较小量级附近，可保证星上能源的充足供应。
可见，采用本发明所述方式成功解决了既有方案中特殊情况下太阳角控制发散的问题，可实现全天域、全状态情况下的太阳角控制。
虽然上文描述了本发明的各施行例，而且，应当理解，它们只是作为示例来呈现的，而不作为限制。对于相关领域的技术人员显而易见的是，可以对其作出各类组合、变型和改变而不背离本发明的精神和范围。为此，此处所公开的本发明的长度和范围不应被上述所公开的示例性施行例所限制，而应该仅依据所附权力要求书及其等同替换来定义。
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技术特点：
技术总结
本发明公开了一种纯磁控载流子对日定向方式，包括：按照地磁矢量和太阳矢量确定星系角速率；按照估算得到的恒星角速率，判定是否须要进行恒星速度减振；若果不须要进行恒星速度减振，则确定期望控制转矩；按照期望控制转矩反算磁扭力器对应的期望输出磁矩。本发明无须配置其它敏感单元或执行机构，可实现全天域、全状态下的磁控载流子对日定向。
技术研制人员：夏喜旺;张科科;郭崇滨;陈宏宇;周世龙;徐文明
受保护的技术使用者：北京微小卫星工程中心
技术研制日：2019.01.30
技术公布日：2019.04.26
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