[發明專利]一種利用星敏信息姿態重置的航天器姿態機動穩定方法

有效

• 申請號: 201910562456.X
• 申請日: 2019-06-26
• 公開（公告）號: CN110209185B
• 公開（公告）日: 2022-02-01
• 發明（設計）人: 劉其睿;王淑一;袁利;諶穎;車汝才;高進;張晉;張怡;劉潔;田科豐;葛瑩;王麗嬌;呂文華
• 申請（專利權）人: 北京控制工程研究所
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 張曉飛

本發明一種利用星敏信息姿態重置的航天器姿態機動穩定方法，包括如下步驟：(1)使用陀螺輸出積分進行角速度估計和姿態預估；(2)進行衛星是否機動到位判斷；(3)若步驟(2)中判斷衛星未機動到位，則轉入步驟(6)；否則判斷是否已進行星敏姿態重置，若是轉入步驟(4)，若否轉入步驟(5)；(4)進行姿態濾波修正計算，得到濾波修正后的姿態四元數，轉入步驟(6)；(5)進行定姿姿態重置計算，得到重置后的姿態四元數，轉入步驟(6)；(6)根據預定的目標姿態和目標角速度，使用當前的角速度估計值和姿態估計值進行控制計算，得到控制力矩，并施加于星體上進行穩定控制。

技術領域

本發明涉及航天器姿態確定與控制領域，特別是一種利用星敏信息姿態重置的航天器姿態機動穩定方法。

背景技術

隨著衛星平臺對控制能力需求的不斷提升，對衛星的快速機動快速穩定控制提出了越來越高的要求。為實現快速機動功能，衛星在機動時的角速度較大，這使得快速機動過程中的姿態確定面臨著與穩定控制時非常不同的情況。首先星敏感器在大角速度時難以提供精確的姿態測量數據，甚至無法提供姿態測量數據。其次陀螺在大角速度時輸出偏差與穩定控制時所估計的常值漂移存在差異，這種差異一方面源于陀螺在安裝時的微小偏差，另一方面源于陀螺在不同角速度情況下的輸出穩定性和標度因數存在偏差。考慮到這些情況，衛星在快速機動過程中一般不使用星敏感器進行姿態確定，而使用陀螺輸出積分進行角速度估計和姿態預估。但這樣當衛星機動到位時，受陀螺輸出偏差的影響，預估姿態將與真實姿態存在一定的偏差。由于姿態偏差的存在，衛星在機動結束后轉入穩定控制時，需要較長的時間消除姿態確定偏差，無法完成快速穩定的目標。為解決這一類問題，需要針對航天器姿態機動快速穩定提出新的解決方法。

發明內容

本發明解決的技術問題是：克服現有技術的不足，提供了一種利用星敏信息進行姿態重置的方法，將星敏感器在小角速度時姿態測量精度較高的優勢和大角速度時陀螺動態響應較快的優勢結合起來，在原有快速機動過程使用陀螺積分的基礎上，在機動到位后轉入穩定控制之前衛星處于小角速度狀態的情況下采用星敏感器精確姿態測量數據對陀螺積分姿態進行重置，實現了快速消除陀螺積分偏差的目的，大大縮短了姿態快速機動后的穩定時間，實現快速穩定。

本發明的技術解決方案是：一種利用星敏信息姿態重置的航天器姿態機動穩定方法，包括如下步驟：

(1)使用陀螺輸出積分進行角速度估計和姿態預估；

(2)進行衛星是否機動到位判斷；

(3)若步驟(2)中判斷衛星未機動到位，則轉入步驟(6)；否則判斷是否已進行星敏姿態重置，若是轉入步驟(4)，若否轉入步驟(5)；

(4)進行姿態濾波修正計算，得到濾波修正后的姿態四元數，轉入步驟(6)；

(5)進行定姿姿態重置計算，得到重置后的姿態四元數，轉入步驟(6)；

(6)根據預定的目標姿態和目標角速度，使用當前的角速度估計值和姿態估計值進行控制計算，得到控制力矩，并施加于星體上進行穩定控制。

所述步驟(1)中的姿態預估，使用歐拉角姿態預估或四元數姿態預估。

步驟1)中使用陀螺輸出積分進行角速度估計和姿態預估的具體方法為：