1.本发明属于航空航天技术领域，具体地，涉及一种用于遥感卫星的飞轮过零规避方法。


背景技术：

2.反作用飞轮(下面简称“飞轮”)是卫星姿态控制系统的主要执行部件，其主要功能是通过转速变化产生反作用力矩来实现对卫星姿态的机动或稳定控制。
3.飞轮工作在零转速附近时，其转速发生正负切换，摩擦力矩会改变方向并发生阶跃性跳变，造成飞轮转速控制能力不足，形成抖动。飞轮过零会极大降低姿态控制精度。对于高分辨率遥感卫星，飞轮过零可能会使图像数据模糊、扭曲、伪彩，甚至成像任务失败。
4.避免飞轮过零主要有两种策略，一是利用码盘等提高飞轮过零期间的转速控制能力，二是让飞轮转速工作在远离零点的区域。其中，第一种策略会提高飞轮生产成本和生产难度，不符合目前商业航天轻量化、低成本的趋势。
5.本专利针对此问题，考虑到目前商业遥感卫星，在非任务期间处于对日三轴稳定模式(下面简称“对日模式”)，在成像任务期间处于对地三轴稳定模式(下面简称“对地模式”)。从对日转对地期间，整星角动量在惯性系下守恒。可以通过建立两种模式姿态的转换关系，利用蒙特卡洛模拟的思想，寻找对日模式期间最优飞轮转速，使对地模式期间飞轮转速远离零点。


技术实现要素：

6.本发明提出了一种用于遥感卫星的飞轮过零规避方法，通过建立两种模式姿态的转换关系，设置对日模式期间飞轮转速，使对地模式期间飞轮转速远离零点。
7.一种用于遥感卫星的飞轮过零规避方法：
8.所述方法具体包括以下步骤：
9.步骤1，计算对日模式期间，卫星本体系下的整星角动量矢量；
10.步骤2，计算参考系下的整星角动量矢量：
11.步骤3，计算卫星在对地成像时的三轴飞轮转速，根据三轴飞轮转速判断过零情况；
12.步骤4，对日期间，进行步骤一到步骤三，计算对日转速在核心区域成像的过零次数，计算最优对日转速。
13.进一步地，在步骤1中，
14.定义卫星在对日模式期间，三轴飞轮转速为fw_x、fw_y、fw_z；飞轮标称转速为fw，其对应角动量为h_fw；定义三轴飞轮相对于卫星本体的安装矩阵为dcm_bw_x、dcm_bw_y、dcm_bw_z；
15.定义卫星本体系下的整星角动量为r_body；整星角动量等于卫星星体角动量加上飞轮角动量；则卫星本体系下的整星角动量矢量计算公式为：
[0016][0017]
进一步地，在步骤2中，
[0018]
定义卫星在惯性系下的整星角动量矢量为r_j2000；定义卫星在轨道系下的整星角动量矢量为r_vvlh；定义卫星在参考系下的整星角动量矢量为r_refer，参考系表示卫星对地成像时的实际姿态；定义euler_x、euler_y、euler_z为参考系相对于轨道系的欧拉角；定义ω_orbit为轨道角速度；定义ω_j2000torefer为参考系相对于惯性系角速度；定义ω_orbittorefer为参考系相对于轨道系角速度；定义q_orbittorefer为参考系相对于轨道系四元数；定义qsun为卫星在对日三轴稳定模式下，本体系相对于惯性系的姿态四元数；定义qearth为轨道系相对于惯性系的姿态四元数；
[0019]
则卫星在参考系下的整星角动量r_refer为：
[0020]
r_j2000＝(quat2dcm(qsun))
t
*r_body
[0021]
r_vvlh＝quat2dcm(qearth)*r_j2000
ꢀꢀꢀꢀꢀ
(2)
[0022]
q_orbittorefer＝angle2quat(euler_x，euler_y，euler_z)
[0023]
r_refer＝quat2dcm(q_orbittorefer)*r_vvlh
[0024]
其中，quat2dcm函数表示四元数到方向余弦阵的转换；angle2quat函数表示欧拉角到四元数的转换；
[0025]
对地成像时，卫星角速度不为零，飞轮角动量等于整星角动量减去卫星星体角动量；参考系相对于惯性系角速度ω_j2000torefer为：
[0026]
ω_j2000torefer＝quat2dcm(q_orbittorefer)*ω_orbit+ω_orbittorefer
ꢀꢀ
(3)。
[0027]
进一步地，在步骤3中，
[0028]
定义i_x、i_y、i_z为卫星三轴转动惯量；定义hw_x、hw_y、hw_z为对地成像时三轴飞轮角动量；定义r_refer_x、r_refer_y、r_refer_z为r_refer在参考系三轴的分量，ω_x、ω_y、ω_z为ω_j2000torefer在参考系三轴的分量，则有：
[0029]
hw_x＝r_refer_x
‑
ω_x*i_x
[0030]
hw_y＝r_refer_y
‑
ω_y*i_y (4)
[0031]
hw_z＝r_refer_z
‑
ω_z*i_z
[0032]
定义卫星在对地成像时的三轴飞轮转速为fw_x_earth、fw_y_earth、fw_z_earth，则有：
[0033]
fw_x_earth＝hw_x/h_fw*fw
[0034]
fw_y_earth＝hw_y/h_fw*fw (5)
[0035]
fw_z_earth＝hw_z/h_fw*fw
[0036]
此时根据三轴飞轮转速，判断其过零情况。
[0037]
进一步地，在步骤4中，
[0038]
在对日期间，对三轴飞轮各选取一个固定转速区间，构造卫星本体系下的整星角动量r_body；
[0039]
保证核心区域过零规避的方法如下：
[0040]
选取一个轨道周期，间隔为60s，时间戳相同的卫星星下点纬度，无侧摆对地三轴稳定姿态，对日三轴稳定姿态；
[0041]
定义卫星星下点纬度集合为lat_all；定义核心区域纬度为a～b；定义latidx_core为核心区域在lat_all中的索引，则有：
[0042]
latidx_core＝find(a＜lat_all＜b) (6)
[0043]
其中，find函数表示寻找满足要求的索引号；
[0044]
运用蒙特卡洛模拟的思想，利用随机数设置不同对日转速、不同的侧摆角euler_x，计算每组不同对日转速下的过零概率；
[0045]
定义侧摆角范围为c～d，则随机侧摆角表示如下：
[0046]
euler_x＝c+(d
‑
c)*rand(1,1) (7)
[0047]
其中，rand(1,1)函数表示生成一个0～1之间的随机数；
[0048]
定义对日转速区间范围为e～f，则实际对日转速可表示为：
[0049]
fw_x＝ex+(fx
‑
ex)*rand(1,1)
[0050]
fw_y＝ey+(fy
‑
ey)*rand(1,1) (8)
[0051]
fw_z＝ez+(fz
‑
ez)*rand(1,1)
[0052]
变量确定后，进行步骤一到步骤三，计算该对日转速在核心区域成像的过零次数；
[0053]
重复上述过程，遍历所有已经随机生成的对日转速组合，择取核心区域过零次数最少的组，得出最优对日转速。
[0054]
本发明有益效果
[0055]
本发明所设计的用于遥感卫星的飞轮过零规避方法，能够规避或减少核心区域飞轮过零概率，保证姿态控制能力，提高了遥感星的数据生产稳定性。该方法原理简单，易于实现，能够应用于工程实际中。
附图说明
[0056]
图1是本发明的算法结构框图；
[0057]
图2是算法使用前卫星各轴飞轮在各纬度下的过零概率；
[0058]
图3是算法使用后卫星各轴飞轮在各纬度下的过零概率。
具体实施方式
[0059]
下面将结合本发明实施例中的附图对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例；基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0060]
结合图1至图3，
[0061]
一种用于遥感卫星的飞轮过零规避方法，
[0062]
所述方法具体包括以下步骤：
[0063]
步骤1，计算对日模式期间，卫星本体系下的整星角动量矢量；
[0064]
步骤2，计算参考系下的整星角动量矢量：
[0065]
步骤3，计算卫星在对地成像时的三轴飞轮转速，根据三轴飞轮转速判断过零情
况；
[0066]
步骤4，对日期间，进行步骤一到步骤三，计算对日转速在核心区域成像的过零次数，计算最优对日转速。
[0067]
在步骤1中，
[0068]
定义卫星在对日模式期间，三轴飞轮转速为fw_x、fw_y、fw_z；飞轮标称转速为fw，其对应角动量为h_fw；定义三轴飞轮相对于卫星本体的安装矩阵为dcm_bw_x、dcm_bw_y、dcm_bw_z；
[0069]
定义卫星本体系下的整星角动量为r_body；整星角动量等于卫星星体角动量加上飞轮角动量；由于对日期间卫星角速度很小，可以忽略，则卫星本体系下的整星角动量矢量为：
[0070]
在步骤2中，
[0071]
定义卫星在惯性系下的整星角动量矢量为r_j2000；定义卫星在轨道系下的整星角动量矢量为r_vvlh；定义卫星在参考系下的整星角动量矢量为r_refer，参考系表示卫星对地成像时的实际姿态；由于空间干扰力矩较小，短期间内可认为惯性系下的整星角动量r_j2000守恒；定义euler_x、euler_y、euler_z为参考系相对于轨道系的欧拉角；定义ω_orbit为轨道角速度；定义ω_j2000torefer为参考系相对于惯性系角速度；定义ω_orbittorefer为参考系相对于轨道系角速度；定义q_orbittorefer为参考系相对于轨道系四元数；定义qsun为卫星在对日三轴稳定模式下，本体系相对于惯性系的姿态四元数；定义qearth为轨道系相对于惯性系的姿态四元数；
[0072]
由于空间干扰力矩较小，短期间内可认为惯性系下的整星角动量守恒。则卫星在参考系下的整星角动量r_refer为：
[0073]
r_j2000＝(quat2dcm(qsun))
t
*r_body
[0074]
r_vvlh＝quat2dcm(qearth)*r_j2000 (2)
[0075]
q_orbittorefer＝angle2quat(euler_x,euler_y,euler_z)
[0076]
r_refer＝quat2dcm(q_orbittorefer)*r_vvlh
[0077]
其中，quat2dcm函数表示四元数到方向余弦阵的转换；angle2quat函数表示欧拉角到四元数的转换；
[0078]
对地成像时，卫星角速度不为零，飞轮角动量等于整星角动量减去卫星星体角动量；参考系相对于惯性系角速度ω_j2000torefer为：
[0079]
ω_j2000torefer＝quat2dcm(q_orbittorefer)*ω_orbit+ω_orbittorefe
ꢀꢀꢀ
(3)。
[0080]
在步骤3中，
[0081]
定义i_x、i_y、i_z为卫星三轴转动惯量；定义hw_x、hw_y、hw_z为对地成像时三轴飞轮角动量；定义r_refer_x、r_refer_y、r_refer_z为r_refer在参考系三轴的分量，ω_x、ω_y、ω_z为ω_j2000torefer在参考系三轴的分量，则有：
[0082]
hw_x＝r_refer_x
‑
ω_x*i_x
[0083]
hw_y＝r_refer_y
‑
ω_y*i_y
ꢀꢀꢀꢀꢀ
(4)
[0084]
hw_z＝r_refer_z
‑
ω_z*i_z
[0085]
定义卫星在对地成像时的三轴飞轮转速为fw_x_earth、fw_y_earth、fw_z_earth，则有：
[0086]
fw_x_earth＝hw_x/h_fw*fw
[0087]
fw_y_earth＝hw_y/h_fw*fw
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(5)
[0088]
fw_z_earth＝hw_z/h_fw*fw
[0089]
此时根据三轴飞轮转速，判断其过零情况。(一般飞轮转速小于一定阈值即认为过零)。
[0090]
在步骤4中，
[0091]
对地姿态随纬度变化，随时间长周期变化；若对日坐标系固定，对日姿态也随时间长周期变化。若已知对地成像时的纬度和侧摆角，则可根据成像期间期望转速，利用步骤3到步骤1反算出对日转速。
[0092]
对于小型轻量化遥感卫星，由于角动量管理能力有限，对日期间飞轮转速调整较慢，根据成像位置实时调节飞轮转速有很大困难。一般在对日期间，对三轴飞轮各选取一个固定转速(区间)，人为构造卫星本体系下的整星角动量r_body。此方法无法在全纬度规避过零，只能用于降低局部区域的过零概率。
[0093]
保证核心区域过零规避的方法如下：
[0094]
选取一个轨道周期，间隔为60s，时间戳相同的卫星星下点纬度，无侧摆对地三轴稳定姿态，对日三轴稳定姿态；
[0095]
定义卫星星下点纬度集合为lat_all；定义核心区域纬度为a～b；定义latidx_core为核心区域在lat_all中的索引，则有：
[0096]
latidx_core＝find(a＜lat_all＜b) (6)
[0097]
其中，find函数表示寻找满足要求的索引号；
[0098]
运用蒙特卡洛模拟的思想，利用随机数设置不同对日转速、不同的侧摆角euler_x，计算每组不同对日转速下的过零概率；
[0099]
定义侧摆角范围为c～d，则随机侧摆角表示如下：
[0100]
euler_x＝c+(d
‑
c)*rand(1,1) (7)
[0101]
其中，rand(1,1)函数表示生成一个0～1之间的随机数；
[0102]
定义对日转速区间范围为e～f，则实际对日转速可表示为：
[0103]
fw_x＝ex+(fx
‑
ex)*rand(1,1)
[0104]
fw_y＝ey+(fy
‑
ey)*rand(1,1) (8)
[0105]
fw_z＝ez+(fz
‑
ez)*rand(1,1)
[0106]
变量确定后，进行步骤一到步骤三，计算该对日转速在核心区域成像的过零次数；
[0107]
重复上述过程，遍历所有已经随机生成的对日转速组合，择取核心区域过零次数最少的组，得出最优对日转速。
[0108]
结合实际仿真各参数，计算每组对日转速在核心区域成像的过零次数，算法简要流程图如图1所示。其中核心纬度区域设置为降轨北纬10
°
～北纬50
°
，飞轮过零判断范围为转速
‑
100～+100rpm。
[0109]
利用matlab仿真软件，对该算法进行验证。仿真输入如表1所示。
[0110]
算法使用前卫星在各纬度下的过零概率如图2所示，算法使用后卫星在各纬度下
的过零概率如图3所示。
[0111]
仿真结果显示，算法使用后，三轴飞轮在核心区域的过零概率均接近于零，提升明显。
[0112][0113]
表1飞轮过零规避仿真输入
[0114]
以上对本发明所提出的一种用于遥感卫星的飞轮过零规避方法，进行了详细介绍，对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处，综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。