一种任意基准系下的整星偏置角动量的偏航估计方法技术

一种任意基准系下的整星偏置角动量的偏航估计方法，在滚动角或俯仰角测量由敏感器给出，偏航角没有敏感器测量的情况下，仅通过偏航估计的方法来估算偏航角。在此基础上，整星通过角动量喷气管理的方法来实现基于任意基准系下的卫星三轴姿态稳定控制。本发明专利技术方法可根据用户需要或用滚动角测量值或用俯仰角测量作为输入值，具有很强的适应性，即仅通过调整初始的参数设计值，就可以获得需要的偏航估计结果，便于偏航估计的通用规范化方法编制。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于卫星控制
，涉及一种卫星姿态角的预估方法。
技术介绍
卫星姿态预估是卫星控制中的常见问题。现有的卫星偏航估计方法多是基于轨道坐标系的，主要是因为在轨卫星多以轨道坐标系为基准。但是在研型号和背景预研阶段的卫星，则根据有效载荷的任务需求不同，作为本体坐标系参考的基准坐标系也会有所不同。例如，卫星为了适应天线对国土形状的覆盖，要求卫星以东南坐标系为参考基准坐标系，由于东南坐标系与轨道坐标系仅相差一个周期性变化的偏航角，现有的操作方法是在基于轨道坐标系的偏航估计方法中再增加一部分标称偏航角的修正量来实现。然而，未来卫星型号的参考基准坐标系相对轨道坐标系将变得更为复杂，或是要求在不同任务阶段采用不同的参考坐标系，那么现有的基于轨道坐标系的偏航估计的修补方法将不再适用。
技术实现思路
本专利技术解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种通用性的、可以在任意基准坐标系下预估卫星偏航角的方法。本专利技术的技术解决方案是：一种任意基准系下的整星偏置角动量的偏航估计方法，包括如下步骤：(1)在卫星的滚动轴、俯仰轴和/或偏航轴上分别安装动量轮，同时在卫星的滚动轴和俯仰轴上安装姿态敏感器；(2)利用所述姿态敏感器，获取卫星的滚动角测量值和俯仰角测量值；(3)利用滚动角测量值构建如下的偏航估计方程，观测系数l1,l2满足特征方程的根为负数；或者利用俯仰角测量值构建如下的偏航估计方程，观测系数l1,l2满足特征方程的根为负数；其中e1和e2为偏航角和滚动角的误差状态变量，ωrx,ωry,ωrz为基准系相对惯性系的三个方向的角速度在基准系下的描述；hx,hy,hz分别为由动量轮组在卫星三轴方向产生的角动量，ΔhxΔhy和Δhz分别为三轴角动量偏差值，θb分别为滚动角和俯仰角的偏置值，Tdx,Tdy,Tdz为作用在星体三个方向上的干扰力矩分量，Tdx_com,Tdz_com为滚动方向和偏航方向干扰力矩补偿值，分别为俯仰角估计值、滚动角估计值和偏航角估计值；(4)采用步骤(3)中建立的偏航估计方程进行偏航角的估计。所述步骤(4)中，为了进一步提高偏航角估计的精度，在利用建立的偏航估计方程进行偏航角的估计时，还对卫星上滚动轴、俯仰轴和偏航轴上安装的动量轮分别进行角动量卸载，其中：利用滚动角测量值构建估计方法的卸载方式如下：俯仰方向卸载槛值δy满足-δy≤h_synthesis_b(2)-hy≤δy；滚动方向卸载槛值为δx＝h_synthesis_i(1)-h0_unload_i(1)；偏航方向卸载槛值为δz＝h_synthesis_i(3)-h0_unload_i(3)；利用俯仰角测量值构建估计方法的卸载方式如下：滚动方向卸载槛值δx满足-δx≤h_synthesis_b(1)-hx≤δx；俯仰方向卸载槛值为δy＝h_synthesis_i(2)-h0_unload_i(2)偏航方向卸载槛值为δz＝h_synthesis_i(3)-h0_unload_i(3)其中，为星本体角动量设计值在惯性系下的描述，为本体角动量在惯性系下的描述，h_synthesis_i＝Cib*h_synthesis_b，Cib为本体坐标系相对于惯性坐标系的姿态矩阵。本专利技术与现有技术相比的优点在于：在卫星偏航方向缺少测量的情况下，现有技术是在轨道系下基于整星角动量垂直于轨道面的前提来设计偏航估计器的，本专利技术方法则扩展了上述前提，一方面整星角动量可以不垂直于轨道面，另一方面，在任意坐标系下都可以进行偏航估计器的设计。另外，本专利技术还在降低角动量偏差累积效应对偏航估计精度的影响方面，提出了角动量卸载管理方法。现有技术是将星体角动量在轨道系下进行管理，而本专利技术在设计模型构建时基于的是任意参考坐标系，给出的是惯性系相对任意参考系的相对角速度描述，在设计偏航估计方程中考虑了设计模型中由相对角速度带来的偏差部分，使得估计误差在没有外力矩干扰和残留角动量的影响下经过过渡过程时间后接近零值，即偏航估计值接近真值，因此本专利技术方法具有更强的通用性。附图说明图1为本专利技术方法的流程框图；图2为本专利技术实施例中卫星相对于东南系的偏航估计姿态角；图3为本专利技术实施例中卫星相对于东南系的滚动和俯仰测量角；图4为本专利技术实施例中卫星相对于轨道系的三轴姿态角；图5为本专利技术实施例中惯性系下的星本体角动量设计结果；图6为本专利技术实施例中惯性系下的星本体角动量实测结果。具体实施方式为了适应未来更广阔更复杂的卫星任务需要，以及从算法的规范化、软件的维护性需求出发，本专利技术提出了一种适用于任意参考基准坐标系的偏航估计方法，使用者仅需给定当前本体坐标系需要参考的基准坐标系即可。偏航估计方法主要是基于卫星长周期的运动控制模型，当有三个主要条件成立时才能达到估计效果：其一，基准坐标系相对于惯性坐标系要具备一定的角速度；其二，在此相对角速度方向存在一个可设计的标称角动量；其三，星上喷气等设备要具备角动量管理能力。本专利技术方法还能够根据输入的基准坐标系、标称角动量、动量轮配置情况、太阳光压等干扰力矩补偿残余量来判断是否具备偏航估计的条件以及在条件具备下的估计精度。如图1所示，为本专利技术方法的流程框图，采用本专利技术方法，要求卫星上安装有测量滚动方向或者俯仰方向的地球敏感器或太阳敏感器或其它敏感器，动量轮组和喷气装置。本专利技术方法的主要步骤如下：(1)整星的动力学方程可以描述为：H·+ω×H=Td---(1)]]>其中，H＝[HxHyHz]T为整星的三轴角动量(角标x,y,z分别表示俯仰轴、滚动轴和偏航轴)，即星体内动量轮组产生的角动量和星体自身产生的角动量之和，可以写成如下形式：H＝[HxHyHz]T＝[hx+Ixωxhy+Iyωyhz+Izωz]T(2)其中，hx,hy,hz分别为由动量轮组在卫星三轴方向产生的角动量，可计算求得，Ixωx,Iyωx,Izωx为星体自身产生的角动量，ω×表示向量ω＝[ωx,ωy,ωz]T的反对称矩阵，ω为星体相对惯性坐标系的角速度，可表示为：ω=Aα·+Cbrωrir---(3)]]>其中，为卫星的滚动角、俯仰角和偏航角，为基准坐标系相对惯性坐标系的三个方向的角速度在基准坐标系下的描述。Cbr为卫星本体坐标系相对于基准坐标系的姿态矩阵，对于3-1-2转序下Cbr的数学描述如下：矩阵A为欧拉角的导数与ω的关系，对于3-1-2转序下A的数学描述如下：其中，1^=100,2^=010,3^=001]]>当卫星本体坐标系与基准坐标系之间的夹角为小角度时，A为单位矩阵。式(3)可写成如下形式：ω=φ·θ·ψ·+(ωrir)×φθψ+ωrir---(4)]]>为的反对称矩阵；将式(2)、(3)、(4)代入式(1)中，且忽略二阶小量后，经整理得h×α·+h×(ωrir)×α+h×ωrir=-Td---(5)]]>其中，本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种任意基准系下的整星偏置角动量的偏航估计方法，其特征在于包括如下步骤：(1)在卫星的滚动轴、俯仰轴和/或偏航轴上分别安装动量轮，同时在卫星的滚动轴和俯仰轴上安装姿态敏感器；(2)利用所述姿态敏感器，获取卫星的滚动角测量值和俯仰角测量值；(3)利用滚动角测量值构建如下的偏航估计方程，观测系数l1,l2满足特征方程的根为负数；或者利用俯仰角测量值构建如下的偏航估计方程，观测系数l1,l2满足特征方程的根为负数；其中e1和e2为偏航角和滚动角的误差状态变量，ωrx,ωry,ωrz为基准系相对惯性系的三个方向的角速度在基准系下的描述；hx,hy,hz分别为由动量轮组在卫星三轴方向产生的角动量，ΔhxΔhy和Δhz分别为三轴角动量偏差值，θb分别为滚动角和俯仰角的偏置值，Tdx,Tdy,Tdz为作用在星体三个方向上的干扰力矩分量，Tdx_com,Tdz_com为滚动方向和偏航方向干扰力矩补偿值，分别为俯仰角估计值、滚动角估计值和偏航角估计值；(4)采用步骤(3)中建立的偏航估计方程进行偏航角的估计。

【技术特征摘要】
1.一种任意基准系下的整星偏置角动量的偏航估计方法，其特征在于包括如下步骤：(1)在卫星的滚动轴、俯仰轴和/或偏航轴上分别安装动量轮，同时在卫星的滚动轴和俯仰轴上安装姿态敏感器；(2)利用所述姿态敏感器，获取卫星的滚动角测量值和俯仰角测量值；(3)利用滚动角测量值构建如下的偏航估计方程，观测系数l1,l2满足特征方程的根为负数；或者利用俯仰角测量值构建如下的偏航估计方程，观测系数l1,l2满足特征方程的根为负数；其中e1和e2为偏航角和滚动角的误差状态变量，ωrx,ωry,ωrz为基准系相对惯性系的三个方向的角速度在基准系下的描述；hx,hy,hz分别为由动量轮组在卫星三轴方向产生的角动量，ΔhxΔhy和Δhz分别为三轴角动量偏差值，θb分别为滚动角和俯仰角的偏置值，Tdx,Tdy,Tdz为作用在星体三个方向上的干扰力矩分量，Tdx_com,Tdz_com为滚动方向和偏航方向干扰力矩补偿值，分别为俯仰角估计值、滚动角估计值和偏航角估计值；(4)采用步骤(3)中建立的偏航估计方程进行偏航角的估计。2.根据权利要求1所述的一种任意基准系下的...

【专利技术属性】
技术研发人员：武云丽，曾海波，汤亮，成聪，林波，沈莎莎，
申请(专利权)人：北京控制工程研究所，
类型：发明
国别省市：北京;11