文獻標(biāo)識碼: A
DOI:10.16157/j.issn.0258-7998.190675
中文引用格式: 周錦標(biāo),李永剛,郭力兵,等. 基于紅外地中基準(zhǔn)的自旋穩(wěn)定衛(wèi)星姿態(tài)控制修正方法[J].電子技術(shù)應(yīng)用,2019,45(9):93-96.
英文引用格式: Zhou Jinbiao,Li Yonggang,Guo Libing,et al. A correction method of spin-stabilized satellites attitude control based on infrared benchmark[J]. Application of Electronic Technique,2019,45(9):93-96.
0 引言
在某自旋穩(wěn)定衛(wèi)星姿態(tài)控制聯(lián)試的過程中,采用紅外地中基準(zhǔn)進行姿章聯(lián)控時執(zhí)行結(jié)果與理論預(yù)測結(jié)果存在偏差,理論預(yù)測的赤經(jīng)、赤緯分別為206.789°和-35.272°,最終執(zhí)行結(jié)果為209.870°和-34.101°,與理論姿態(tài)偏差較大,相差2.7908°,如圖1所示。其中θs為太一基準(zhǔn)弦寬,Ψs為南北紅外弦寬,Xk、Yk分別為衛(wèi)星赤經(jīng)、赤緯在麥卡托圖上的投影。而采用太陽基準(zhǔn)進行姿章聯(lián)控時執(zhí)行結(jié)果與理論姿態(tài)偏差較小。經(jīng)分析,采用紅外地中基準(zhǔn)進行姿態(tài)控制時,由于未考慮軌道運動所帶來的影響,導(dǎo)致姿態(tài)執(zhí)行角計算存在偏差。
1 等傾角控制原理
自旋衛(wèi)星的姿態(tài)控制是指在控制坐標(biāo)系中采用合適的控制規(guī)律,使衛(wèi)星的姿態(tài)從某初始姿態(tài)運動到要求的目標(biāo)姿態(tài)[1],在自旋衛(wèi)星姿態(tài)機動過程中,等傾角控制是工程實踐中較為常用的一種方法。在等傾角控制中,軸向發(fā)動機的執(zhí)行角相對于基準(zhǔn)脈沖為常數(shù),所以在自旋衛(wèi)星等傾角姿態(tài)控制前,需根據(jù)噴氣脈沖寬度、推力時延量、基準(zhǔn)安裝相位等相關(guān)參數(shù),計算軸向發(fā)動機噴氣次數(shù)、執(zhí)行角、總時延量等姿態(tài)控制參數(shù)。在實際執(zhí)行時,根據(jù)基準(zhǔn)脈沖時刻,以固定相位執(zhí)行軸向發(fā)動機工作脈沖,達到自旋軸姿態(tài)機動的目的。
2 太陽基準(zhǔn)和紅外地中基準(zhǔn)姿態(tài)控制分析
在自旋衛(wèi)星控制中,基準(zhǔn)主要有兩種,一種是太陽基準(zhǔn),另外一種為紅外地中基準(zhǔn)[2-3]。以太陽為基準(zhǔn)進行控制時,其選擇的控制坐標(biāo)系為太陽參考系。在以太陽為基準(zhǔn)進行姿態(tài)機動時,首先將衛(wèi)星的姿態(tài)從慣性系轉(zhuǎn)換到太陽參考系中,其轉(zhuǎn)換矩陣ASI為:
其中,Ry、Rz分別為繞Y軸、Z軸的旋轉(zhuǎn)矩陣,αS、δS分別為赤經(jīng)和赤緯。根據(jù)矩陣ASI將衛(wèi)星的姿態(tài)轉(zhuǎn)換到太陽參考系中,然后根據(jù)等傾角規(guī)律計算星上控制角β,并根據(jù)β計算理論執(zhí)行角[4-6]。以紅外地中為基準(zhǔn)進行姿態(tài)機動時,則需要將衛(wèi)星的姿態(tài)從慣性系轉(zhuǎn)換到地球參考系中,具體的轉(zhuǎn)換矩陣為:
其中,Rx為繞X軸旋轉(zhuǎn)矩陣,u=w+f,w為近地點幅角,f為真近點角,i為衛(wèi)星的軌道傾角,Ω為衛(wèi)星的升交點赤經(jīng)。根據(jù)矩陣AEI將衛(wèi)星的姿態(tài)轉(zhuǎn)換到地球參考系中,然后根據(jù)等傾角規(guī)律計算星上控制角β,并根據(jù)β計算理論執(zhí)行角。
從上述兩種姿態(tài)機動方法中來看,其主要的區(qū)別在于軌道運動在不同的姿態(tài)控制參考坐標(biāo)系中應(yīng)區(qū)別處理;在進行姿態(tài)機動執(zhí)行角計算時,利用太陽脈沖作為基準(zhǔn)的控制計算中,由于太陽矢量為慣性空間矢量,其轉(zhuǎn)換矩陣ASI與軌道參數(shù)無關(guān),因此在太陽參考系中不需要對軌道運動進行補償;而利用紅外地中作為基準(zhǔn)進行姿態(tài)機動時,由于衛(wèi)星軌道相對地球為相對的快變量,在忽略攝動力對軌道的影響時,軌道傾角i、升交點赤經(jīng)Ω基本為常數(shù),但是真近點角f隨著機動過程而以軌道角速度ω0進行轉(zhuǎn)動,計算時,一般以初始的真近點角f0進行計算,這樣會在執(zhí)行角計算上存在一定的誤差。因此在以紅外地中為基準(zhǔn)進行姿態(tài)機動時應(yīng)考慮機動過程中軌道變化因素,同時紅外地中控制基準(zhǔn)在不同的參考系下也應(yīng)考慮軌道運動的補償問題。
3 紅外地中基準(zhǔn)姿態(tài)控制偏差分析
從第三節(jié)可以看到,太陽基準(zhǔn)和紅外地中基準(zhǔn)進行姿態(tài)機動時的主要區(qū)別在于,由于選擇的控制參考系的不同而決定是否考慮軌道角速度ω0的影響。紅外地中基準(zhǔn)姿態(tài)機動控制選擇的是地球參考系,在其坐標(biāo)轉(zhuǎn)換中應(yīng)該考慮軌道角速度的影響;太陽基準(zhǔn)進行姿態(tài)機動時由于選擇的是太陽參考系,其姿態(tài)轉(zhuǎn)換矩陣與衛(wèi)星的軌道參數(shù)無關(guān),因此無需考慮衛(wèi)星的軌道影響。
在紅外地中為基準(zhǔn)進行姿態(tài)機動控制時,首先根據(jù)衛(wèi)星的初始姿態(tài)(α0,δ0),利用衛(wèi)星的初始軌道參數(shù)計算姿態(tài)轉(zhuǎn)換矩陣AEI0,然后計算衛(wèi)星初始姿態(tài)在地球參考系下的姿態(tài)矢量(px0,py0,pz0),再次利用衛(wèi)星的目標(biāo)姿態(tài)(αf,δf)、預(yù)估的衛(wèi)星姿態(tài)機動脈沖數(shù)和衛(wèi)星的轉(zhuǎn)速信息計算出衛(wèi)星姿態(tài)機動的時間,然后計算目標(biāo)姿態(tài)時衛(wèi)星的軌道參數(shù)。在姿態(tài)機動執(zhí)行角計算過程中,衛(wèi)星的目標(biāo)姿態(tài)(αf,δf)轉(zhuǎn)換到地球參考系中時,應(yīng)根據(jù)衛(wèi)星軌道參數(shù)來計算目標(biāo)姿態(tài)轉(zhuǎn)換矩陣AEIf,并且計算衛(wèi)星目標(biāo)姿態(tài)在地球參考系下的姿態(tài)矢量(pxf,pyf,pzf)。然后根據(jù)(px0,py0,pz0)和(pxf,pyf,pzf)來計算星上執(zhí)行角。一般情況下,為計算的方便,并未考慮衛(wèi)星軌道參數(shù)的變化,僅僅以初始軌道參數(shù)(i0,Ω0,u0)來計算衛(wèi)星機動時的執(zhí)行角β0,因此在軌道機動的過程中,會存在一定的誤差,從而影響了姿態(tài)控制效果。
4 執(zhí)行角修正方法
針對上述兩種帶來誤差的因素,考慮到工程實施的便利性,以衛(wèi)星的軌道參數(shù)、初始姿態(tài)、目標(biāo)姿態(tài)為輸入,實時地計算軌道運動的影響和紅外地中基準(zhǔn)變化量,并對其影響進行擬和,計算實際的推力器執(zhí)行角補償量,執(zhí)行角修正的方法步驟如下:
(1)計算衛(wèi)星初始姿態(tài)在地球參考系下的位置px0、py0、pz0,用于計算衛(wèi)星初始姿態(tài)對應(yīng)的經(jīng)度角Ψ0和緯度角θ0。
(2)計算衛(wèi)星姿態(tài)對應(yīng)的經(jīng)度角Ψ0和緯度角θ0,用于計算星上相位控制角βL。
其中,px、py、pz為衛(wèi)星姿態(tài)矢量在地球參考系下的3個分量。
(3)根據(jù)衛(wèi)星啟控時間t1,采用式(6)計算衛(wèi)星平近點角M1、偏近點角E1,根據(jù)偏近點角E1采用式(7)計算真近點角f1,用于計算衛(wèi)星軌道轉(zhuǎn)過的角度Δu。
(4)根據(jù)理論執(zhí)行次數(shù)N和衛(wèi)星轉(zhuǎn)速W計算出衛(wèi)星姿態(tài)機動的時間t2=N×60/W,重復(fù)步驟(3),計算目標(biāo)姿態(tài)時刻t2時的真近點角f2,用于計算衛(wèi)星軌道轉(zhuǎn)過的角度Δu。
(5)根據(jù)步驟(3)和步驟(4)計算衛(wèi)星軌道轉(zhuǎn)過的角度Δu,用于計算目標(biāo)姿態(tài)在地球參考系下的位置。
(7)根據(jù)式(4)、式(5)計算衛(wèi)星姿態(tài)對應(yīng)的目標(biāo)經(jīng)度角Ψf和緯度角θf,用于計算星上相位控制角βL。
(8)由初始經(jīng)度角Ψ0和緯度角θ0及目標(biāo)經(jīng)度角Ψf和緯度角θf,根據(jù)式(10)計算星上相位控制角βL,用于計算執(zhí)行角βSi。
5 仿真分析及驗證
根據(jù)上述的執(zhí)行角修正方法,編寫Windows平臺執(zhí)行角修正軟件應(yīng)用程序,軟件界面如圖2所示。
采用仿真時刻為2012年1月13日14時34分,初始姿態(tài)赤經(jīng)24.088°,赤緯-24.29°,目標(biāo)姿態(tài)赤經(jīng)206.681°,赤緯-35.437°,執(zhí)行角67.1°,執(zhí)行次數(shù)為824次,衛(wèi)星初始轉(zhuǎn)速為43 rad/min,計算得到執(zhí)行角的修正量為1.547°。采用修正后的執(zhí)行角進行紅外地中基準(zhǔn)姿章聯(lián)控,最終執(zhí)行結(jié)果為赤經(jīng)206.234°和赤緯-35.291°,與目標(biāo)姿態(tài)相差約0.4°,滿足控制精度指標(biāo),如圖3所示。
6 結(jié)論
采用紅外地中為基準(zhǔn)對自旋穩(wěn)定衛(wèi)星進行姿態(tài)控制時,由于其所選用的坐標(biāo)系為地球參考系,坐標(biāo)轉(zhuǎn)換中需要考慮衛(wèi)星軌道角速度的影響;而以太陽基準(zhǔn)進行姿態(tài)機動時由于選擇的是太陽參考系,其姿態(tài)轉(zhuǎn)換矩陣與衛(wèi)星的軌道參數(shù)無關(guān),因此無需考慮衛(wèi)星的軌道影響。本文分析了以紅外地中基準(zhǔn)進行姿態(tài)控制時姿態(tài)執(zhí)行角存在誤差的原因,提出了執(zhí)行角修正方法,設(shè)計了執(zhí)行角修正軟件。經(jīng)仿真分析驗證,通過執(zhí)行角修正補償,有效提高了紅外地中基準(zhǔn)姿態(tài)控制的精度。
參考文獻
[1] 黃福銘.航天器飛行控制與仿真[M].北京:國防工業(yè)出版社,2004.
[2] 朱民才,唐歌實.載人航天軌道確定,軌道控制及任務(wù)規(guī)劃[M].北京:國防工業(yè)出版社,2007.
[3] 馬曉爽,石征錦.一種改進Fuzzy-PID技術(shù)的飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計[J].電子技術(shù)應(yīng)用,2016,42(10):21-23,28.
[4] 金舒燦,胡越黎,張賀.基于EKF的四旋翼姿態(tài)解算仿真與設(shè)計[J].電子技術(shù)應(yīng)用,2017,43(9):127-131,136.
[5] 侯玉涵,王耀力.改進擴展卡爾曼濾波對四旋翼姿態(tài)解算的研究[J].電子技術(shù)應(yīng)用,2017,43(10):83-85,93.
[6] 王恒,郭力兵,李永剛,等.基于等傾角進動的自旋衛(wèi)星姿態(tài)控制方法[J].飛行器測控學(xué)報,2012,4(31):20-24.
作者信息:
周錦標(biāo)1,2,李永剛2,郭力兵2,李祥明2,毛 文2
(1.國防大學(xué)第49期聯(lián)合作戰(zhàn)指揮培訓(xùn)班學(xué)員二隊,北京100091;2.中國衛(wèi)星海上測控部,江蘇 江陰214431)