避免进入自旋状态的微纳卫星磁阻尼控制方法

摘要

一种避免进入自旋状态的微纳卫星磁阻尼控制方法，在采用Bdot磁阻尼方法进行卫星角速度阻尼控制的同时，监测卫星是否进入旋转方向接近地磁场方向的自旋状态并设置磁矩指令方向近似垂直于自旋轴方向以增加垂直地磁场方向的控制力矩，当卫星逃离自旋状态时切换回Bdot磁阻尼方法。本发明在Bdot磁阻尼控制方法基础上，增加垂直地磁场方向的控制力矩，避免卫星自旋轴与地磁场方向重合，具备更好的磁阻尼控制效果。

说明书

技术领域

本发明涉及的是一种卫星控制领域的技术，具体是一种避免进入自旋状态的微纳卫星磁阻尼控制方法。

背景技术

微纳卫星与运载火箭或所搭载卫星分离时，初始分离角速度通常较大，无法直接接入飞轮进行姿态控制，因此必须先通过磁力矩器进行角速度阻尼控制。常规的Bdot磁阻尼控制方法，由磁强计测量得到的卫星本体系内地磁场强度，根据地磁场强度变化方向，控制磁力矩器电流方向，进而为星体施加磁矩，结合地磁场产生磁控力矩，实现卫星角速度阻尼控制。但该技术容易使卫星进入一种绕星体最大转动惯量方向的自旋稳定状态，且自旋轴接近地磁场矢量方向，此时星体坐标系内地磁场矢量变化不明显，无法继续降低自旋角速度，因此不能达到预期的角速度阻尼效果，难以接入飞轮进行姿态控制。

发明内容

本发明针对现有技术存在的上述不足，提出一种避免进入自旋状态的微纳卫星磁阻尼控制方法，在Bdot磁阻尼控制方法基础上，增加垂直地磁场方向的控制力矩，避免卫星自旋轴与地磁场方向重合，具备更好的磁阻尼控制效果。

本发明是通过以下技术方案实现的：

本发明涉及一种避免进入自旋状态的微纳卫星磁阻尼方法，在采用Bdot磁阻尼方法进行卫星角速度阻尼控制的同时，监测卫星是否进入旋转方向接近地磁场方向的自旋状态并设置磁矩指令方向近似垂直于自旋轴方向以增加垂直地磁场方向的控制力矩，当卫星逃离自旋状态时切换回Bdot磁阻尼方法。

所述的监测是指：对磁强计测量得到的地磁场强度方向、各方向地磁场强度变化率进行判断：当各方向地磁场强度变化率均小于阈值、且地磁场强度最大值超出阈值时，判定卫星进入了旋转方向接近地磁场方向的自旋状态；当各方向地磁场强度变化率大于阈值或地磁场强度最大值小于阈值时，判定卫星逃离自旋状态。

技术效果

本发明整体解决了现有微纳卫星磁阻尼控制过程中，将进入一种绕星体最大转动惯量方向的自旋稳定状态，卫星角速度无法进一步阻尼的问题。本发明能够在卫星进入自旋轴与地磁场方向重合的自旋状态后，只需使用星载磁强计和磁力矩器产品，可自主逃离自旋状态，进而实现预期的角速度阻尼效果。

附图说明

图1为Bdot方法磁阻尼过程卫星进入自旋状态示意图；

图2为三轴磁力矩器安装方向示意图；

图3为自主逃离自旋状态示意图；

图4a和图4b为效果实例数据比较图。

具体实施方式

本实施例涉及一种避免进入自旋状态的微纳卫星磁阻尼控制方法，包括以下步骤：

第一步，采用Bdot磁阻尼方法进行卫星角速度阻尼控制，具体为：

1.1)计算卫星本体系下地磁场强度矢量B

1.2)计算卫星本体坐标系下地磁场强度变化率

1.3)计算磁力矩器指令磁矩

第二步：对磁强计测量得到的地磁场强度方向、各方向地磁场强度变化率进行判断，当各方向地磁场强度变化率均小于阈值、且地磁场强度最大值方向与转动惯量最大值方向重合时，判定卫星进入了旋转方向接近地磁场方向的自旋状态，否则回到第一步，具体为：同时满足

以500km近地圆轨道卫星为例，地磁场强度变化率阈值可取0.05Gs/s。

第三步，判断卫星进入自旋状态后，令磁矩指令方向近似垂直于自旋轴方向，以增加垂直地磁场方向的控制力矩，控制卫星逃离自旋状态：设置指令磁矩：

第四步，当各方向地磁场强度变化率大于阈值或地磁场强度最大值小于阈值时，切换回Bdot磁阻尼方法并回到第一步从而保证卫星逃离自旋状态并逐步实现角速度阻尼控制。

经过具体实际实验，在500km高度太阳同步轨道、卫星主轴转动惯量[0.050.10.05]kgm

与现有技术相比，本发明可以在进入自旋状态后，卫星角速度最大分量超过1.5°/s，采用本方法后卫星角速度最大分量小于0.5°/s。

上述具体实施可由本领域技术人员在不背离本发明原理和宗旨的前提下以不同的方式对其进行局部调整，本发明的保护范围以权利要求书为准且不由上述具体实施所限，在其范围内的各个实现方案均受本发明之约束。