本發(fā)明屬于衛(wèi)星控制
技術(shù)領(lǐng)域：
，涉及一種衛(wèi)星姿態(tài)角的預(yù)估方法。
背景技術(shù)：
：衛(wèi)星姿態(tài)預(yù)估是衛(wèi)星控制中的常見問題?，F(xiàn)有的衛(wèi)星偏航估計(jì)方法多是基于軌道坐標(biāo)系的，主要是因?yàn)樵谲壭l(wèi)星多以軌道坐標(biāo)系為基準(zhǔn)。但是在研型號(hào)和背景預(yù)研階段的衛(wèi)星，則根據(jù)有效載荷的任務(wù)需求不同，作為本體坐標(biāo)系參考的基準(zhǔn)坐標(biāo)系也會(huì)有所不同。例如，衛(wèi)星為了適應(yīng)天線對(duì)國土形狀的覆蓋，要求衛(wèi)星以東南坐標(biāo)系為參考基準(zhǔn)坐標(biāo)系，由于東南坐標(biāo)系與軌道坐標(biāo)系僅相差一個(gè)周期性變化的偏航角，現(xiàn)有的操作方法是在基于軌道坐標(biāo)系的偏航估計(jì)方法中再增加一部分標(biāo)稱偏航角的修正量來實(shí)現(xiàn)。然而，未來衛(wèi)星型號(hào)的參考基準(zhǔn)坐標(biāo)系相對(duì)軌道坐標(biāo)系將變得更為復(fù)雜，或是要求在不同任務(wù)階段采用不同的參考坐標(biāo)系，那么現(xiàn)有的基于軌道坐標(biāo)系的偏航估計(jì)的修補(bǔ)方法將不再適用。技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：本發(fā)明解決的技術(shù)問題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供了一種通用性的、可以在任意基準(zhǔn)坐標(biāo)系下預(yù)估衛(wèi)星偏航角的方法。本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：一種任意基準(zhǔn)系下的整星偏置角動(dòng)量的偏航估計(jì)方法，包括如下步驟：(1)在衛(wèi)星的滾動(dòng)軸、俯仰軸和/或偏航軸上分別安裝動(dòng)量輪，同時(shí)在衛(wèi)星的滾動(dòng)軸和俯仰軸上安裝姿態(tài)敏感器；(2)利用所述姿態(tài)敏感器，獲取衛(wèi)星的滾動(dòng)角測(cè)量值和俯仰角測(cè)量值；(3)利用滾動(dòng)角測(cè)量值構(gòu)建如下的偏航估計(jì)方程，觀測(cè)系數(shù)l1,l2滿足特征方程的根為負(fù)數(shù)；或者利用俯仰角測(cè)量值構(gòu)建如下的偏航估計(jì)方程，觀測(cè)系數(shù)l1,l2滿足特征方程的根為負(fù)數(shù)；其中e1和e2為偏航角和滾動(dòng)角的誤差狀態(tài)變量，ωrx,ωry,ωrz為基準(zhǔn)系相對(duì)慣性系的三個(gè)方向的角速度在基準(zhǔn)系下的描述；hx,hy,hz分別為由動(dòng)量輪組在衛(wèi)星三軸方向產(chǎn)生的角動(dòng)量，ΔhxΔhy和Δhz分別為三軸角動(dòng)量偏差值，θb分別為滾動(dòng)角和俯仰角的偏置值，Tdx,Tdy,Tdz為作用在星體三個(gè)方向上的干擾力矩分量，Tdx_com,Tdz_com為滾動(dòng)方向和偏航方向干擾力矩補(bǔ)償值，分別為俯仰角估計(jì)值、滾動(dòng)角估計(jì)值和偏航角估計(jì)值；(4)采用步驟(3)中建立的偏航估計(jì)方程進(jìn)行偏航角的估計(jì)。所述步驟(4)中，為了進(jìn)一步提高偏航角估計(jì)的精度，在利用建立的偏航估計(jì)方程進(jìn)行偏航角的估計(jì)時(shí)，還對(duì)衛(wèi)星上滾動(dòng)軸、俯仰軸和偏航軸上安裝的動(dòng)量輪分別進(jìn)行角動(dòng)量卸載，其中：利用滾動(dòng)角測(cè)量值構(gòu)建估計(jì)方法的卸載方式如下：俯仰方向卸載檻值δy滿足-δy≤h_synthesis_b(2)-hy≤δy；滾動(dòng)方向卸載檻值為δx＝h_synthesis_i(1)-h0_unload_i(1)；偏航方向卸載檻值為δz＝h_synthesis_i(3)-h0_unload_i(3)；利用俯仰角測(cè)量值構(gòu)建估計(jì)方法的卸載方式如下：滾動(dòng)方向卸載檻值δx滿足-δx≤h_synthesis_b(1)-hx≤δx；俯仰方向卸載檻值為δy＝h_synthesis_i(2)-h0_unload_i(2)偏航方向卸載檻值為δz＝h_synthesis_i(3)-h0_unload_i(3)其中，為星本體角動(dòng)量設(shè)計(jì)值在慣性系下的描述，為本體角動(dòng)量在慣性系下的描述，h_synthesis_i＝Cib*h_synthesis_b，Cib為本體坐標(biāo)系相對(duì)于慣性坐標(biāo)系的姿態(tài)矩陣。本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的優(yōu)點(diǎn)在于：在衛(wèi)星偏航方向缺少測(cè)量的情況下，現(xiàn)有技術(shù)是在軌道系下基于整星角動(dòng)量垂直于軌道面的前提來設(shè)計(jì)偏航估計(jì)器的，本發(fā)明方法則擴(kuò)展了上述前提，一方面整星角動(dòng)量可以不垂直于軌道面，另一方面，在任意坐標(biāo)系下都可以進(jìn)行偏航估計(jì)器的設(shè)計(jì)。另外，本發(fā)明還在降低角動(dòng)量偏差累積效應(yīng)對(duì)偏航估計(jì)精度的影響方面，提出了角動(dòng)量卸載管理方法?，F(xiàn)有技術(shù)是將星體角動(dòng)量在軌道系下進(jìn)行管理，而本發(fā)明在設(shè)計(jì)模型構(gòu)建時(shí)基于的是任意參考坐標(biāo)系，給出的是慣性系相對(duì)任意參考系的相對(duì)角速度描述，在設(shè)計(jì)偏航估計(jì)方程中考慮了設(shè)計(jì)模型中由相對(duì)角速度帶來的偏差部分，使得估計(jì)誤差在沒有外力矩干擾和殘留角動(dòng)量的影響下經(jīng)過過渡過程時(shí)間后接近零值，即偏航估計(jì)值接近真值，因此本發(fā)明方法具有更強(qiáng)的通用性。附圖說明圖1為本發(fā)明方法的流程框圖；圖2為本發(fā)明實(shí)施例中衛(wèi)星相對(duì)于東南系的偏航估計(jì)姿態(tài)角；圖3為本發(fā)明實(shí)施例中衛(wèi)星相對(duì)于東南系的滾動(dòng)和俯仰測(cè)量角；圖4為本發(fā)明實(shí)施例中衛(wèi)星相對(duì)于軌道系的三軸姿態(tài)角；圖5為本發(fā)明實(shí)施例中慣性系下的星本體角動(dòng)量設(shè)計(jì)結(jié)果；圖6為本發(fā)明實(shí)施例中慣性系下的星本體角動(dòng)量實(shí)測(cè)結(jié)果。具體實(shí)施方式為了適應(yīng)未來更廣闊更復(fù)雜的衛(wèi)星任務(wù)需要，以及從算法的規(guī)范化、軟件的維護(hù)性需求出發(fā)，本發(fā)明提出了一種適用于任意參考基準(zhǔn)坐標(biāo)系的偏航估計(jì)方法，使用者僅需給定當(dāng)前本體坐標(biāo)系需要參考的基準(zhǔn)坐標(biāo)系即可。偏航估計(jì)方法主要是基于衛(wèi)星長(zhǎng)周期的運(yùn)動(dòng)控制模型，當(dāng)有三個(gè)主要條件成立時(shí)才能達(dá)到估計(jì)效果：其一，基準(zhǔn)坐標(biāo)系相對(duì)于慣性坐標(biāo)系要具備一定的角速度；其二，在此相對(duì)角速度方向存在一個(gè)可設(shè)計(jì)的標(biāo)稱角動(dòng)量；其三，星上噴氣等設(shè)備要具備角動(dòng)量管理能力。本發(fā)明方法還能夠根據(jù)輸入的基準(zhǔn)坐標(biāo)系、標(biāo)稱角動(dòng)量、動(dòng)量輪配置情況、太陽光壓等干擾力矩補(bǔ)償殘余量來判斷是否具備偏航估計(jì)的條件以及在條件具備下的估計(jì)精度。如圖1所示，為本發(fā)明方法的流程框圖，采用本發(fā)明方法，要求衛(wèi)星上安裝有測(cè)量滾動(dòng)方向或者俯仰方向的地球敏感器或太陽敏感器或其它敏感器，動(dòng)量輪組和噴氣裝置。本發(fā)明方法的主要步驟如下：(1)整星的動(dòng)力學(xué)方程可以描述為：H·+ω×H=Td---(1)]]>其中，H＝[HxHyHz]T為整星的三軸角動(dòng)量(角標(biāo)x,y,z分別表示俯仰軸、滾動(dòng)軸和偏航軸)，即星體內(nèi)動(dòng)量輪組產(chǎn)生的角動(dòng)量和星體自身產(chǎn)生的角動(dòng)量之和，可以寫成如下形式：H＝[HxHyHz]T＝[hx+Ixωxhy+Iyωyhz+Izωz]T(2)其中，hx,hy,hz分別為由動(dòng)量輪組在衛(wèi)星三軸方向產(chǎn)生的角動(dòng)量，可計(jì)算求得，Ixωx,Iyωx,Izωx為星體自身產(chǎn)生的角動(dòng)量，ω×表示向量ω＝[ωx,ωy,ωz]T的反對(duì)稱矩陣，ω為星體相對(duì)慣性坐標(biāo)系的角速度，可表示為：ω=Aα·+Cbrωrir---(3)]]>其中，為衛(wèi)星的滾動(dòng)角、俯仰角和偏航角，為基準(zhǔn)坐標(biāo)系相對(duì)慣性坐標(biāo)系的三個(gè)方向的角速度在基準(zhǔn)坐標(biāo)系下的描述。Cbr為衛(wèi)星本體坐標(biāo)系相對(duì)于基準(zhǔn)坐標(biāo)系的姿態(tài)矩陣，對(duì)于3-1-2轉(zhuǎn)序下Cbr的數(shù)學(xué)描述如下：矩陣A為歐拉角的導(dǎo)數(shù)與ω的關(guān)系，對(duì)于3-1-2轉(zhuǎn)序下A的數(shù)學(xué)描述如下：其中，1^=100,2^=010,3^=001]]>當(dāng)衛(wèi)星本體坐標(biāo)系與基準(zhǔn)坐標(biāo)系之間的夾角為小角度時(shí)，A為單位矩陣。式(3)可寫成如下形式：ω=φ·θ·ψ·+(ωrir)×φθψ+ωrir---(4)]]>為的反對(duì)稱矩陣；將式(2)、(3)、(4)代入式(1)中，且忽略二階小量后，經(jīng)整理得h×α·+h×(ωrir)×α+h×ωrir=-Td---(5)]]>其中，h＝[hxhyhz]T，Td＝[Tdx,Tdy,Tdz]T為外界干擾力矩，如太陽光壓、氣動(dòng)力矩等，Tdx,Tdy,Tdz為作用在星體三軸方向上的干擾力矩分量。本發(fā)明估計(jì)方法的輸入可以選擇采用滾動(dòng)角測(cè)量，也可以選擇采用俯仰角測(cè)量。在不考慮角動(dòng)量累積的情況下，若采用滾動(dòng)角測(cè)量，則設(shè)置h＝[0；hy；0]T(6a)若采用俯仰角測(cè)量，則設(shè)置h＝[hx；0；0]T(6b)其中，hx和hy分別為動(dòng)量輪組產(chǎn)生的俯仰方向角動(dòng)量偏置設(shè)計(jì)值和滾動(dòng)方向角動(dòng)量偏置設(shè)計(jì)值。但在實(shí)際工作過程中，受到外界干擾，星體和動(dòng)量輪之間通過角動(dòng)量交換，使得動(dòng)量輪吸收了外界的干擾角動(dòng)量，三個(gè)方向的角動(dòng)量就會(huì)偏離設(shè)計(jì)值(6a)或(6b)，則實(shí)際三個(gè)方向的角動(dòng)量可以寫成如下形式：對(duì)應(yīng)于式(6a)，實(shí)際狀況下的三軸角動(dòng)量為hreal＝[Δhxhy+ΔhyΔhz]T(7a)對(duì)應(yīng)于式(6b)，實(shí)際狀況下的三軸角動(dòng)量為hreal＝[hx+ΔhxΔhyΔhz]T(7b)ΔhxΔhy和Δhz分別為衛(wèi)星三軸角動(dòng)量偏差值。(2)若采用滾動(dòng)角測(cè)量，采用理論設(shè)計(jì)值(6a)，則方程(5)可以簡(jiǎn)化為其中，為滾動(dòng)角測(cè)量值。方程(8)中僅考慮偏航和滾動(dòng)的耦合設(shè)計(jì)方程部分，俯仰方向有獨(dú)立的測(cè)量值和控制量，因此不予在方程中給出。若采用(7a)，則實(shí)際對(duì)象表述為進(jìn)入步驟(3)；若采用俯仰角測(cè)量，采用理論設(shè)計(jì)值(6b)，則待設(shè)計(jì)的對(duì)象為y=θm=01ψθ]]>其中，θm為俯仰角測(cè)量值。方程(10)中僅考慮偏航和俯仰的耦合設(shè)計(jì)方程部分，滾動(dòng)方向有獨(dú)立的測(cè)量值和控制量，因此不予在方程中給出。若采用(7b)，則實(shí)際對(duì)象表述為進(jìn)入步驟(4)；(3)根據(jù)式(8)設(shè)計(jì)的偏航估計(jì)方程為其中，分別為滾動(dòng)角估計(jì)值和偏航角估計(jì)值。利用式(9)和(12)，則有hy00-hye·1e·2+0-hyωry+l1-hyωryl2e1e2=-hyωrx(θ-θb)-(Tdx-Tdx_com)-Δhyωrz+Δhzωry-hyωrz(θ-θb)-(Tdz-Tdz_com)-Δhxωry+Δhyωrx---(13)]]>其中，待設(shè)計(jì)的觀測(cè)系數(shù)l1,l2滿足以下特征方程根為負(fù)數(shù)：s2-l2hys+ωry2-l1ωryhy=0---(14)]]>θb為俯仰角偏置值，該偏置值為控制任務(wù)需要預(yù)期設(shè)置值，Tdx_com,Tdz_com為滾動(dòng)方向和偏航方向干擾力矩補(bǔ)償值。偏航估計(jì)的穩(wěn)態(tài)精度為{ψ^-ψ}(t→∞)=-hyωrx(θ-θb)-(Tdx-Tdx_com)-Δhyωrz+Δhzωryωry2-l1ωry/hy---(15)]]>進(jìn)入步驟(5)；(4)根據(jù)式(10)設(shè)計(jì)的偏航估計(jì)方程為利用式(11)和(16)，則有其中，為俯仰角估計(jì)值，e1e2=ψ-ψ^θ-θ^]]>待設(shè)計(jì)的觀測(cè)系數(shù)l1,l2滿足以下特征方程根為負(fù)數(shù)：s2+l2hxs+ωrx2-l1ωrxhx=0]]>為滾動(dòng)角偏置值，該偏置值為控制任務(wù)需要預(yù)期設(shè)置值，Tdy_com,Tdz_com為俯仰方向和偏航方向干擾力矩補(bǔ)償值。偏航估計(jì)的穩(wěn)態(tài)精度為進(jìn)入步驟(5)；(5)角動(dòng)量卸載。由式子(15)和式子(18)可知，當(dāng)星體姿態(tài)接近目標(biāo)姿態(tài)且干擾力矩被補(bǔ)償后，影響偏航估計(jì)誤差的因素主要為ΔhxΔhyΔhz，即由式(15)得到的偏航誤差為：-Δhyωrz+Δhzωryωry2-l1ωry/hy---(19)]]>由式(18)得到的偏航誤差為：-Δhzωrx+Δhxωrzωrx2-l1ωrx/hx---(20)]]>若能消除ΔhxΔhyΔhz，則偏航估計(jì)值將趨近于真值。因此，需要進(jìn)行角動(dòng)量卸載，使得ΔhxΔhyΔhz維持在給定的范圍內(nèi)，達(dá)到偏航估計(jì)精度要求。動(dòng)量輪轉(zhuǎn)速合成的三軸角動(dòng)量在衛(wèi)星本體坐標(biāo)系下的描述記為h_synthesis_b，則其在慣性坐標(biāo)系下的描述為h_synthesis_i＝Cib*h_synthesis_b其中，Cib為本體坐標(biāo)系相對(duì)于慣性坐標(biāo)系的姿態(tài)矩陣，h_synthesis_i為衛(wèi)星本體角動(dòng)量在慣性坐標(biāo)系下的描述。h_synthesis_b由動(dòng)量輪轉(zhuǎn)速合成方法如下：h_synthesis_b＝KmCMW*[rMW1,rMW2,…,rMWn]T+Iω(21)其中，CMW為動(dòng)量輪安裝矩陣，rMWi，i＝1,2,…,n為動(dòng)量輪i的轉(zhuǎn)速，Km為轉(zhuǎn)速與角動(dòng)量常值轉(zhuǎn)換系數(shù)，根據(jù)不同類型的動(dòng)量輪而不同。I＝diag[Ix,Iy,Iz]為星體三軸轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，ω＝[ωx,ωy,ωz]T為陀螺測(cè)量的星體三軸角速度。若采用滾動(dòng)角測(cè)量，角動(dòng)量設(shè)計(jì)值在衛(wèi)星本體坐標(biāo)系下的描述為h＝[0；hy；0]T，則有h0_unload_i＝Cib*[0,h_synthesis_b(2),0]T(22)其中，h0_unload_i為星本體角動(dòng)量設(shè)計(jì)值在慣性坐標(biāo)系下的描述，由于干擾角動(dòng)量對(duì)衛(wèi)星影響分析一般是以一個(gè)軌道周期為基礎(chǔ)的，因此動(dòng)量輪卸載基線也應(yīng)該按照一個(gè)軌道周期來計(jì)算。這里，-δy≤h_synthesis_b(2)-hy≤δy，δy為本體俯仰軸方向的角動(dòng)量卸載檻值。滾動(dòng)軸和偏航軸的角動(dòng)量卸載檻值分別為：δx＝h_synthesis_i(1)-h0_unload_i(1)δz＝h_synthesis_i(3)-h0_unload_i(3)其中，h_synthesis_i(k),k＝1,2,3表示向量的第k個(gè)元素，以下類同。若采用俯仰角測(cè)量，角動(dòng)量設(shè)計(jì)值在本體系下描述為h＝[hx；0；0]T，則有h0_unload_i＝Cib*[h_synthesis_b(1),0,0]T(23)其中，-δx≤h_synthesis_b(1)-hx≤δx，δx為本體滾動(dòng)軸方向的角動(dòng)量卸載檻值。俯仰軸和偏航軸的角動(dòng)量卸載檻值分別為：δy＝h_synthesis_i(2)-h0_unload_i(2)δz＝h_synthesis_i(3)-h0_unload_i(3)角動(dòng)量卸載本質(zhì)就是將由干擾力矩引起的偏離標(biāo)稱值的那部分角動(dòng)量通過其他執(zhí)行機(jī)構(gòu)給消除掉，例如，噴氣推力器、磁力矩器等。實(shí)施例此處選用衛(wèi)星的基準(zhǔn)坐標(biāo)系為東南坐標(biāo)系，偏航估計(jì)基于東南坐標(biāo)系設(shè)計(jì)。東南坐標(biāo)系OXdYdZd定義：O為衛(wèi)星質(zhì)心，Zd軸指向地心，Xd軸指向衛(wèi)星運(yùn)行方向，且平行于赤道平面，Yn軸與Xn、Zn軸右手正交。衛(wèi)星運(yùn)行在地球同步軌道上，軌道傾角為5.5度。初始時(shí)間(北京時(shí))：2015年8月6日16時(shí)40分33秒衛(wèi)星位置(km)：-16504.192625-38628.441000-3752.763227衛(wèi)星速度(km/s)：2.821086-1.2159980.110196東南系相對(duì)于慣性系的角速度描述為ω→did=cosψlsinψl0-sinψlcosψl00010ω00T=ω0sinψlω0cosψl0---(24)]]>其中，ω0為軌道角速度，約為-0.00416度/秒；ψl為軌道系相對(duì)于東南系的偏航角，為日周期正余弦變化，最大幅值為5.5度。采用滾動(dòng)角測(cè)量輸入時(shí)，其角動(dòng)量設(shè)計(jì)值為h=0hy0=0-920---(25)]]>將(24)和(25)代入下式中h×α·+h×ω×α+h×ω=-Td---(26)]]>經(jīng)整理后得，-92ψ·-0.00667cosψlφ=-0.00667sinψlθ-Tdx92φ·-0.00667cosψlψ=0.00667sinψl-Tdz---(27)]]>偏航估計(jì)器為Tdx_com和Tdz_com為滾動(dòng)軸和偏航軸方向的太陽光壓力矩補(bǔ)償分量。仿真時(shí)間長(zhǎng)度為10天，仿真結(jié)果見圖2～圖6。圖2為衛(wèi)星相對(duì)于東南系的偏航估計(jì)姿態(tài)角。圖中，橫坐標(biāo)為時(shí)間，縱坐標(biāo)為偏航估計(jì)姿態(tài)角，該估計(jì)值為本方法估計(jì)所得。圖3為衛(wèi)星相對(duì)于東南系的滾動(dòng)和俯仰測(cè)量角。圖中，橫坐標(biāo)為時(shí)間，縱坐標(biāo)為分別為滾動(dòng)角測(cè)量值和俯仰角測(cè)量值。圖4為衛(wèi)星相對(duì)于軌道系的三軸姿態(tài)角，圖中，橫坐標(biāo)為時(shí)間，縱坐標(biāo)分別為滾動(dòng)角、俯仰角和偏航角，這里給出該圖的目的是為了能夠清楚的表明偏航估計(jì)效果，即偏航估計(jì)在基于東南系下設(shè)計(jì)，在東南系的偏航角近零，而東南系相對(duì)于軌道系主要差別在于偏航角的日周期性變化，其幅值等于軌道傾角，從圖中可以看出在軌道系下，偏航角呈現(xiàn)周期性變化，幅值為5.5。圖5為在慣性系下的星本體角動(dòng)量設(shè)計(jì)結(jié)果。圖中，橫坐標(biāo)為時(shí)間，縱坐標(biāo)分別為慣性系下的星本體滾動(dòng)軸角動(dòng)量、俯仰軸角動(dòng)量和偏航軸角動(dòng)量，星體俯仰方向角動(dòng)量受到外界干擾力矩的作用呈現(xiàn)周期性變化，那么該角動(dòng)量在慣性系下的描述為圖5所示。圖6在慣性系下的星本體角動(dòng)量實(shí)測(cè)結(jié)果，圖中，橫坐標(biāo)為時(shí)間，縱坐標(biāo)分別為慣性系下星體實(shí)際角動(dòng)量結(jié)果。從圖中可以看出，當(dāng)超過給定界限7Nms后，通過噴氣方式對(duì)星體角動(dòng)量進(jìn)行卸載。本發(fā)明說明書中未作詳細(xì)描述的內(nèi)容屬本領(lǐng)域技術(shù)人員的公知技術(shù)。當(dāng)前第1頁1 2 3