一種二維導引姿態控制方法技術

本發明專利技術公開了一種高精度高穩定度二維導引姿態控制方法，包含以下過程：在原有通用不導引的姿態控制方法中的修正回路內加入了二維導引的角速度指令，相當于系統的角速度前饋，可以提高系統的響應能力，實現快速導引控制；在滾動方向進行了與偏航的解耦控制，消除偏航方向導引后對滾動方向的耦合影響。通過上面的措施，可以實現衛星任意位置的快速二維導引接入控制，并且能夠提高系統的控制精度。本發明專利技術具有簡單易于星上實現和地面操作的優點。

【技術實現步驟摘要】
一種二維導引姿態控制方法
本專利技術屬于衛星姿態控制
，具體涉及一種高精度高穩定度二維導引姿態控制方法。
技術介紹
在星載合成孔徑雷達應用中，多普勒特性對于方位分辨率、脈沖重復頻率的計算、方位向的模糊問題以及成像的精度都有直接的影響。SAR回波的多普勒中心頻率的失配嚴重時甚至導致無法成像。由于地球自轉的影響而產生的多普勒中心頻率的變化，將產生距離向徙動，給成像處理帶來困難。為了消除多普勒中心頻率漂移對雷達成像的影響，雷達衛星最初設計了簡單的一維偏航導引方案，該方案只能在緯度幅角為90°或270°導引角為零的附近開始接入或停止導引，且導引的偏差會在滾動方向有一個0.02°左右的耦合影響。隨著成像精度要求的提高，逐漸設計了二維導引方案，即沿著俯仰和偏航方向分別進行導引控制，且姿態控制精度和穩定度要與不進行導引相當，并要求任意方向都能快速接入二維導引，而不能只在緯度幅角為90°或270°導引角為零的附近才開始導引。
技術實現思路
本專利技術的目的是提供一種二維導引姿態控制方法，通過三軸穩定控制衛星，使所述衛星的星體坐標系相對于軌道坐標系重合，所述衛星跟蹤軌道坐標系運動，實現所述衛星的穩定對地定向；并且通過二維導引控制，實現消除多普勒中心頻率漂移現象，并解決在不影響系統的精度和穩定度情況下，且衛星處于任意位置時，本專利技術能夠實現快速接入二維導引和二維導引接入控制的目的。為了實現以上目的，本專利技術通過以下技術方案實現：一種二維導引姿態控制方法，包括以下過程：在衛星運行的偏航方向引入偏航導引角和偏航導引角速度，計算得到修正后的偏航導引角速度；在衛星運行的滾動方向進行與偏航方向的解耦控制，用于消除偏航方向導引后對滾動方向的耦合影響，得到修正后的滾動角速度；在衛星運行的俯仰方向引入俯仰導引角和俯仰角速度，計算得到修正后的俯仰方向的俯仰角速度；將所述修正后的偏航、俯仰以及滾動的角速度分別對應與光纖陀螺組合輸出角速度相加得到角速度指令；將所述角速度指令代入控制算法得到衛星飛輪的控制力矩。優選地，所述修正后的偏航方向角速度ωkx和滾動方向角速度ωkz為：式中，參數K、Kint為增益系數，ψ分別為滾動和偏航姿態角，ω0為軌道角速度，ψc、分別為偏航導引角和偏航導引角速度。優選地，所述修正后的俯仰方向導引角速度ωky為：式中，參數KIcy、Kcy為增益系數，θ為俯仰導引角，θc、分別為俯仰方向導引角和導引角速度。優選地，所述控制衛星飛輪的控制力矩的角速度指令信號ωcx、ωcy、ωcz計算如下：ωcx＝ωkx+ωgxωcy＝ωky+ωgyωcz＝ωkz+ωgz式中，ωgx、ωgy、ωgz為陀螺組合輸出角速度信號。本專利技術與現有技術相比具有以下優點：1)實現高精度高穩定度二維導引控制，在控制過程中，偏航和俯仰方向加入導引角和導引角速度指令，實現二維導引任意位置快速接入，并且在滾動方向上補償了偏航方向的軌道耦合影響，提高控制精度和穩定度。2)本專利技術易于實現星上和地面操作，可以實現衛星在任意位置時的快速二維導引接入控制，并且能夠提高系統的控制精度。附圖說明圖1為本專利技術一種二維導引姿態控制方法的俯仰方向控制回路的框圖；圖2為本專利技術一種二維導引姿態控制方法的滾動與偏航方向控制回路的框圖；圖3為本專利技術一種二維導引姿態控制方法的流程圖。具體實施方式以下結合附圖，通過詳細說明一個較佳的具體實施例，對本專利技術做進一步闡述。如圖3所示，本專利技術一種二維導引姿態控制方法，包含以下過程：如圖2所示，在偏航方向修正回路內加入了偏航導引角和偏航導引角速度指令；即在原有通用不導引的姿態控制方法中的修正回路內加入了二維導引的角速度指令，所述二維導引的角速度指令相當于衛星姿態控制系統的角速度前饋，可以提高衛星姿態控制系統的響應能力，實現快速導引控制。所述修正回路是用于產生衛星本體坐標系跟蹤軌道坐標系的指令角速度和二維導引指令角速度。通過尋找衛星姿態運動規律，使多普勒中心頻率偏移得到補償，可以得到偏航導引角和俯仰導引角的簡化表示方式：偏航導引角ψc：偏航導引角速度為式中i為軌道傾角，u為緯度幅角；ω0是衛星在軌實時角速度，ωe是地球自轉角速度。俯仰導引角θc：俯仰導引角速度式中：e為軌道偏心率，f為真近點角，Ts為控制周期。偏航方向通過加入導引角和導引角速度指令實現二維導引的控制。并且在衛星運行的滾動方向進行了與偏航的解耦控制，消除偏航方向導引后對滾動方向的耦合影響。即，偏航方向角速度ωkx和滾動方向角速度ωkz修正回路算法為：式中，數K、Kint為增益系數，ψ為計算得到的滾動和偏航姿態角，為軌道角速度，分別為偏航方向導引角和導引角速度。如圖1所示，在俯仰方向通過加入導引角和導引角速度指令實現二維導引的控制。從圖中可得出俯仰方向修正角速度ωky如下：式中，參數KIcy、Kcy為增益系數，θ為計算得到的俯仰姿態角，ω0為軌道角速度，θc、分別為俯仰方向導引角和導引角速度。得到上述俯仰方向，偏航方向與滾動方向此三個通道的修正角速度后加入到穩定回路中就可使衛星按照修正角速度的規律發生運動，跟蹤衛星軌道坐標系運動，實現三軸對地定向的目的。而輸入穩定回路的角速度指令信號ωcx、ωcy、ωcz為修正角速度ωkx、ωky、ωkz與陀螺組合輸出角速度信號ωgx、ωgy、ωgz之和，因此需計算角速度指令信號ωcx、ωcy、ωcz，計算如下：ωcx＝ωkx+ωgx(8)ωcy＝ωky+ωgy(9)ωcz＝ωkz+ωgz(10)ωgx、ωgy、ωgz為陀螺組合輸出角速度信號。將以上的角速度指令信號ωcx、ωcy、ωcz代入控制算法，即可得到衛星飛輪的控制力矩指令。通過上面的措施，可以實任意位置的快速二維導引接入控制，并且能夠提高系統的控制精度。盡管本專利技術的內容已經通過上述優選實施例作了詳細介紹，但應當認識到上述的描述不應被認為是對本專利技術的限制。在本領域技術人員閱讀了上述內容后，對于本專利技術的多種修改和替代都將是顯而易見的。因此，本專利技術的保護范圍應由所附的權利要求來限定。本文檔來自技高網...

【技術保護點】
一種二維導引姿態控制方法，其特征在于，包括以下過程：在衛星運行的偏航方向引入偏航導引角和偏航導引角速度，計算得到修正后的偏航導引角速度；在衛星運行的滾動方向進行與偏航方向的解耦控制，用于消除偏航方向導引后對滾動方向的耦合影響，得到修正后的滾動角速度；在衛星運行的俯仰方向引入俯仰導引角和俯仰角速度，計算得到修正后的俯仰方向的俯仰角速度；將所述修正后的偏航、俯仰以及滾動的角速度分別對應與光纖陀螺組合輸出角速度相加得到角速度指令；將所述角速度指令代入控制算法得到衛星飛輪的控制力矩。

【技術特征摘要】
1.一種二維導引姿態控制方法，其特征在于，包括以下過程：在衛星運行的偏航方向引入偏航導引角和偏航導引角速度，計算得到修正后的偏航導引角速度；在衛星運行的滾動方向進行與偏航方向的解耦控制，用于消除偏航方向導引后對滾動方向的耦合影響，得到修正后的滾動角速度；在衛星運行的俯仰方向引入俯仰導引角和俯仰角速度，計算得到修正后的俯仰方向的俯仰角速度；將所述修正后的偏航、俯仰以及滾動的角速度分別對應與光纖陀螺組合輸出角速度相加得到角速度指令；將所述角速度指令代入控制算法得到衛星飛輪的控制力矩。2.如權利要求1所述的一種二維導引姿態控制方法，其特征在于：所述修正后的偏航方向角速度ωkx和滾動方向角速度ωkz為：式...

【專利技術屬性】
技術研發人員：王文妍，吳敬玉，鐘超，范季夏，裴甲瑞，
申請(專利權)人：上海航天控制技術研究所，
類型：發明
國別省市：上海,31