申请/专利权人：南京理工大学

申请日：2024-01-23

公开（公告）日：2024-04-26

公开（公告）号：CN117922846A

主分类号：B64G1/24

分类号：B64G1/24;B64G1/28;B64G1/36;B64G1/10

优先权：

专利状态码：在审-实质审查的生效

法律状态：2024.05.14#实质审查的生效;2024.04.26#公开

摘要：本发明公开了一种立方星姿控模式切换方法，具体涉及卫星姿控技术领域，步骤如下：星箭分离后姿控上电，俯仰轴动量轮起旋，卫星进行偏置动量角速率阻尼，当判定轨道有效时开启滤波器；当滤波器收敛且姿态捕获时进行偏置动量控制，出现故障时切换至角速率阻尼模式；最后上注指令切换至零动量控制模式，当滤波器收敛时进行零动量控制，出现故障时切换至角速率阻尼模式。当某一动量轮故障时，另外三轮组成偏置动量控制或零动量控制模式，完成既定姿控任务。由此可知，上述姿控模式切换方法充分利用了有限的硬件资源，模式切换逻辑清晰，软件实现简单，可有效提高立方星姿态控制系统的可靠性。

主权项：1.一种立方星姿控模式切换方法，其特征在于，步骤如下：步骤1：在星箭分离后，姿控上电，各姿态传感器以及各执行机构上电，偏置动量轮开始起旋，偏置动量轮采用匀速起旋策略，当到达额定转速后，维持转速不变；此时，卫星具有大于5°s的姿态角速率，需要对星体进行偏置动量角速率阻尼控制降低其姿态角速率，转入步骤2；步骤2：在偏置动量角速率阻尼阶段，无需对姿态角进行控制，期望目标是将姿态角速率控制到0.2°s以下；采用B-dot控制律进行控制使得卫星能量逐步衰减，即使得卫星姿态角速率逐步减小，达到速率阻尼的目的，并且该控制律不需要姿态信息的反馈；再判断偏置动量角速率是否阻尼成功，设定当磁场变化率小于1000nT且阻尼时间大于10000s时判定轨道有效，偏置动量角速率阻尼成功并开启滤波器进入步骤3，否则重新执行步骤2，继续进行偏置动量角速率阻尼；步骤3：滤波器包括单磁俯仰滤波器和磁强计太敏陀螺滤波器，偏置动量角速率阻尼阶段仅控制姿态角速率，故角速率阻尼完成后会存在大于100°的大姿态角度，需要进行大角度姿态捕获建立对地指向基准，姿态捕获阶段对姿态角和姿态角速率均需要进行控制，设定当单磁俯仰滤波器收敛且姿态捕获时间大于2000s时进入步骤4进行偏置动量三轴稳定控制，否则重新执行步骤3，开启单磁俯仰滤波器进行大角度姿态捕获；步骤4：在偏置动量三轴稳定控制阶段，判断偏置动量三轴稳定控制模式的姿态角速率，设定当姿态角速率大于1°s时，认为此时控制误差较大，故障计数加1，重新执行步骤4，进行偏置动量三轴稳定控制；当姿态角速率小于1°s时，计数置0；当故障计数大于60时，认为控制失败重新执行步骤2，进行偏置动量角速率阻尼；根据任务需求，地面可上注指令由步骤4偏置动量三轴稳定控制模式切换至步骤5零动量控制并选择对应的零动量控制模式，当磁强计太敏陀螺滤波器收敛时，进入步骤5开始进行零动量控制，否则重新执行步骤4，继续进行偏置动量三轴稳定控制；步骤5：在零动量控制模式中，有a和b两种模式，当进入零动量控制模式时首先执行零动量模式a，三正交动量轮转速均匀速增加3000转，斜装动量轮匀速减少5196转，零动量轮系需要过零；当零动量模式a故障时则切换至零动量模式b，三正交动量轮转速均直接调整为3000转，斜装为-5196转，此种模式动量轮转速突变可能导致姿态翻滚；因此，进入零动量模式b时需进行零动量角速率阻尼，在此模式下，当磁场变化率小于1000nT，阻尼时间大于10000s且滤波收敛时，进行零动量三轴稳定控制，否则继续执行零动量角速率阻尼；当卫星进入到零动量三轴稳定控制时，需判断此时姿态角速率，若大于1°s，则认为此时控制误差较大，故障计数加1，重新执行步骤5，进行零动量三轴稳定控制，若小于1°s，计数置0；当姿态角速率大于1°s时，还需判断此时的零动量模式，当卫星处于零动量模式a时，若故障计数大于200，则切换至零动量模式b；当卫星处于零动量模式b时，若故障计数大于2000，则切换至步骤2，进行偏置动量角速率阻尼。

全文数据：

权利要求：

百度查询： 南京理工大学 一种立方星姿控模式切换方法

免责声明
1、本报告根据公开、合法渠道获得相关数据和信息，力求客观、公正，但并不保证数据的最终完整性和准确性。
2、报告中的分析和结论仅反映本公司于发布本报告当日的职业理解，仅供参考使用，不能作为本公司承担任何法律责任的依据或者凭证。

阅读全文 双屏查看 官方信息 专利公告 收藏专利 下载PDF 下载WORD