[发明专利]基于恒星时角的姿态控制方法和系统

摘要

本发明公开一种基于恒星时角的姿态控制方法，包含：S1、获取卫星的当前星上时间对应的儒略世纪；S2、计算恒星时角；S3、计算得到的轨道坐标系与惯性坐标系之间的姿态转换四元数；S4、计算得到卫星本体系相对轨道系的姿态四元数；S5、计算俯仰‑滚动‑偏航转序下卫星本体系下的欧拉角，得到基于星敏感器信息的姿态确定角；S6、执行PD控制算法，计算得到控制力矩；重复S1至S6，实现卫星的自主连续导航和姿态控制。本发明仅通过恒星时角的计算，进行航天器位置自主导航和姿态控制，解决异常状态下因无法获取地面或GNSS测定轨信息的问题，从而实现卫星的自主管理，提高卫星的可靠性和生存能力。

主权项

1.一种基于恒星时角的姿态控制方法，其特征在于，该姿态控制方法包含：S1、获取卫星的当前星上时间对应的儒略世纪；所述S1中，获取卫星的当前星上时间对应的儒略世纪T，如式(1)：式(1)中：t为相对2000年1月1日12时UTC时间的星上当前时刻，单位为秒；S2、利用当前星上时间对应的儒略世纪和卫星在地球同步轨道的定点位置信息，计算恒星时角；所述S2中，利用当前星上时间对应的儒略世纪和卫星在地球同步轨道的定点位置信息，根据式(2)计算恒星时角SG包含：SG＝((18h.697374558+879000h.051336907T)×15+P)×π/180(2)式(2)中：T为星上时间对应的儒略世纪；P为卫星在地球同步轨道定点位置，单位为度；S3、利用恒星时角，计算得到的轨道坐标系与惯性坐标系之间的姿态转换四元数；所述S3中，利用恒星时角根据式(3)计算得到的轨道坐标系与惯性坐标系之间的姿态转换四元数qoi包含：式(3)中：SG为恒星时角，T为星上时间对应的儒略世纪；S4、利用轨道坐标系与惯性坐标系之间的姿态转换四元数，结合星敏感器测量得到的通过安装误差修正后的本体系相对惯性系姿态信息，计算得到卫星本体系相对轨道系的姿态四元数；所述S4中，计算得到卫星本体系相对轨道系的姿态四元数包含：将星敏感器输出姿态四元数qoi经安装偏差修正后的值qbi变换为轨道计算时刻卫星本体坐标系相对轨道坐标系的姿态四元数，用qbo表示；姿态四元数qbo计算过程如式(4)：式(4)中：qbi为星敏感器输出姿态四元数qoi经安装偏差修正后的值；qio表示轨道坐标系变换到惯性坐标系的姿态四元数；S5、利用卫星本体系相对轨道系的姿态四元数，计算俯仰‑滚动‑偏航转序下卫星本体系下的欧拉角，得到基于星敏感器信息的姿态确定角，作为系统控制输入；所述S5中，计算俯仰‑滚动‑偏航转序下卫星本体系下的欧拉角，得到基于星敏感器信息的姿态确定角包含：将卫星本体系相对轨道系的姿态四元数q_bo转换成姿态确定角，姿态确定角用表示，转换方法如式(5)：θST＝atan2(2(qbo,1qbo,3+qbo,2qbo,4),‑(qbo,1)2‑(qbo,2)2+(qbo,3)2+(qbo,4)2)ψST＝atan2(2(qbo,1qbo,2+qbo,3qbo,4),‑(qbo,1)2+(qbo,2)2‑(qbo,3)2+(qbo,4)2)(5)式(5)中，为基于星敏感器姿态确定角的滚动角，θ_ST为姿态确定角的俯仰角，ψ_ST为姿态确定角的偏航角；q_bo＝[q_bo,1 q_bo,2 q_bo,3 q_bo,4]；q_bo,4为四元素标量部分，q_bo,1,q_bo,2,q_bo,3为四元素矢量部分；函数atan2(Y,X)计算方法如式(6)：S6、利用由前后拍星敏感器确定的姿态确定角微分计算得到的姿态确定角速度，结合由基于星敏感器信息的姿态确定角确定的姿态确定角估值，执行PD控制算法，计算得到控制力矩；所述S6包含：利用基于星敏感器的姿态确定角计算姿态确定角估值与姿态确定角速度，姿态确定角估值用表示，姿态确定角速度用表示，如式(7)：式(7)中，为基于星敏感器姿态确定角的滚动角，θ_ST为姿态确定角的俯仰角，ψ_ST为姿态确定角的偏航角；T_s为控制周期；执行PD控制算法，控制力矩用Tci，i＝x,y,z表示，如式(8)：式(8)中，KPi,KDi，i＝x,y,z为控制器参数；qPi,qDi，i＝x,y,z为整定系数，缺省为1；重复S1至S6，实现卫星的自主连续导航和姿态控制。