專利名稱：一種衛(wèi)星姿態(tài)快速挽救方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種失控衛(wèi)星姿態(tài)挽救方法，尤其涉及一種近地失控衛(wèi)星姿態(tài)快速自主挽救方法，這類衛(wèi)星至少具備正常工作的三軸磁強計、姿控計算機和機動控制執(zhí)行機構(gòu)。

背景技術(shù)：
姿態(tài)失控是衛(wèi)星故障中比較常見的情況。比較典型的案例有風云1號A星的姿控系統(tǒng)設計存在缺陷，入軌35天即永久失控；風云1號B星在正常工作了165天后，由于受到空間高能粒子的輻射，星上計算機產(chǎn)生頻繁的跳變，導致衛(wèi)星失去控制；1999年，哈勃空間望遠鏡6個控制陀螺儀中的4個出現(xiàn)故障，導致其失控。根據(jù)失控后的衛(wèi)星姿控系統(tǒng)設備的健康狀況，可以將姿控故障程度劃分為如下幾類1)CASE1設備無故障，或者出現(xiàn)暫時性故障(仍可恢復)；2)CASE2部分設備出現(xiàn)永久性故障，但系統(tǒng)仍可以進行某種重構(gòu)；3)CASE3某些關(guān)鍵設備出現(xiàn)永久性故障。姿控系統(tǒng)是保障衛(wèi)星空間探測任務成功進行的關(guān)鍵系統(tǒng)之一，衛(wèi)星姿態(tài)的失控甚至有可能危及整星使用壽命的突然終止，為此，研究衛(wèi)星姿態(tài)挽救方案是非常有必要的。
衛(wèi)星姿態(tài)挽救速度的快慢對于保證衛(wèi)星正常的飛行使用壽命來說是至關(guān)重要的。衛(wèi)星姿態(tài)失控后，太陽帆板可能無法正常充電，從而導致蓄電池的電能耗光，此時，將難以在短期內(nèi)將衛(wèi)星姿態(tài)挽救回正常工作姿態(tài)，甚至永遠無法將衛(wèi)星挽救回來，因此，研究快速姿態(tài)挽救方案是非常必要的。
傳統(tǒng)的基于地面站控制為主、星上控制為輔的挽救方式通常無法達到快速性要求。在這種方式下，地面站接收衛(wèi)星姿態(tài)遙測數(shù)據(jù)，進行處理后由地面站形成遙控指令，上行到星上執(zhí)行。然而，衛(wèi)星在姿態(tài)失控情況下要建立與地面測控站之間的聯(lián)系通道很可能需要相當長的時間，尤其是在地面站布設受限的情況下。星上若不具備失控情況下的某些姿態(tài)挽救措施，可能會給地面站挽救衛(wèi)星姿態(tài)造成相當大的困難。比如，風云1號B星在衛(wèi)星失控后，沒有判斷出衛(wèi)星姿態(tài)失控的狀態(tài)，沒有關(guān)閉執(zhí)行機構(gòu)的控制作業(yè)，導致星上貯氣耗盡且貯氣亂噴使得衛(wèi)星高速旋轉(zhuǎn)(10轉(zhuǎn)/分)，故而只得利用環(huán)境力矩(重力梯度穩(wěn)定力矩和磁控力矩)耗費數(shù)月時間將衛(wèi)星姿態(tài)挽救回來。因此，有必要采取星上控制為主、地面站介入為輔(或不介入)的姿態(tài)挽救方式。然而，以地面站控制為主的傳統(tǒng)方法，在某些關(guān)鍵設備出現(xiàn)故障(CASE3)或星上挽救方法無效的情況下，仍然是最后的挽救方案，比如，姿控計算機故障后的應急安全模式；發(fā)射航天飛機修復哈勃望遠鏡，等等。需要指出的是，本發(fā)明將只考慮星上某些設備雖然可能發(fā)生了故障，但不會導致星上挽救方案徹底不可行的情況(比如，CASE1或CASE2)。
基于星上自主的姿態(tài)挽救方法可以大大提高姿態(tài)挽救的速度。這種方法極大地減少了與地面站通信的必要，可以即時自主安排姿態(tài)挽救操作。當前，對地觀測衛(wèi)星的一個重要自主姿態(tài)挽救方法的主要內(nèi)容是當衛(wèi)星姿態(tài)偏離正常工作姿態(tài)時，姿控計算機判斷為姿態(tài)異常狀況后，立即進行姿態(tài)再次捕獲處理首先令帆板停轉(zhuǎn)，然后利用噴氣控制完成快速速率阻尼(可能需要)、太陽-地球捕獲(或者地球-地球捕獲)。當衛(wèi)星觀測到日、地方位信息時，該姿態(tài)挽救階段結(jié)束，之后自主轉(zhuǎn)入正常對地姿態(tài)的建立及穩(wěn)態(tài)控制階段。不難看出，現(xiàn)有的姿態(tài)挽救方法存在較多缺陷1)適用范圍較小。該方案需要正常的太陽敏感器、地球敏感器且速率陀螺不能飽和，而且，捕獲太陽時只能在軌道的陽照區(qū)；采用噴氣執(zhí)行機構(gòu)進行姿態(tài)機動，而噴氣耗損是不可彌補的。2)機動控制無效耗能大。這種方法利用無意識的星體姿態(tài)機動操作，捕獲到日、地光源，從而使得衛(wèi)星能夠確定三軸姿態(tài)，相對三軸姿態(tài)已知情況下的三軸姿態(tài)機動控制而言，無效機動控制的耗能比較多，而噴氣耗能是無法彌補的。因此，為了提高衛(wèi)星自主挽救姿態(tài)的能力，降低無效耗能，有必要研究其它快速姿態(tài)挽救方法。
當前，絕大多數(shù)衛(wèi)星都是近地衛(wèi)星，而近地衛(wèi)星利用地磁場的姿態(tài)確定與控制對于提高衛(wèi)星姿態(tài)控制算法的安全性、可靠性來說，具有非常重要的作用，而且，地磁觀測設備與控制執(zhí)行機構(gòu)的價格低、重量輕、耗電少、且由于無轉(zhuǎn)動機構(gòu)，具有相當好的可靠性，因此，大多數(shù)近地衛(wèi)星都安裝了這類設備。其中，三軸磁強計是一個主流的地磁觀測設備。由于地磁場充滿了整個近地空間，因此，三軸磁強計不存在無觀測數(shù)據(jù)的問題。相反，衛(wèi)星在姿態(tài)失控時(衛(wèi)星姿態(tài)可能大角度偏離正常工作位置)，很可能無法觀測到日、地等正常工作姿態(tài)下時刻可觀測的方位信息，因此難以確定出衛(wèi)星姿態(tài)。事實上，基于一段時間區(qū)間上的地磁矢量觀測量序列，利用非線性濾波算法，可以確定出衛(wèi)星三軸姿態(tài)。目前，這種算法已經(jīng)大力發(fā)展起來，包括有陀螺情況下的地磁姿態(tài)確定算法和無陀螺(或者陀螺飽和)情況下的地磁姿態(tài)確定算法，已經(jīng)成功解決了衛(wèi)星穩(wěn)態(tài)飛行階段的姿態(tài)確定任務。隨著非線性濾波算法的發(fā)展，這些姿態(tài)確定算法可以完成衛(wèi)星大角度快速轉(zhuǎn)動，且初始姿態(tài)估計誤差很大(或初始姿態(tài)未知)情況下的姿態(tài)確定任務。這是本發(fā)明挽救失控衛(wèi)星的一大理論基礎。
但是，姿態(tài)確定算法給出的姿態(tài)確定信息(包括姿態(tài)角和角速率)并不一定可以直接提供給控制器，用于控制力矩指令的產(chǎn)生。濾波器的工作特點是，依據(jù)不斷獲得的觀測量逐漸修正先驗初始估計誤差的影響，不斷逼近真值。當初始姿態(tài)估計誤差較大時(這在失控時是常見情況)，濾波器初期階段的姿態(tài)確定誤差可能很大，控制器利用估計誤差很大的姿態(tài)確定信息來進行姿態(tài)控制，將造成不必要的姿態(tài)控制干擾，不利于精確快速控制衛(wèi)星姿態(tài)，而且造成大量無效控制能耗。因此，姿態(tài)挽救時還需要對濾波器的姿態(tài)確定信息可用與否進行自主判斷，以便決定何時啟動執(zhí)行機構(gòu)。
衛(wèi)星姿態(tài)挽救可以看成是一個三軸姿態(tài)轉(zhuǎn)動機動控制問題。為了使衛(wèi)星快速完成大角度轉(zhuǎn)動機動控制，機動控制律應保證機動控制路線足夠短，最常見的時間最優(yōu)機動控制方法是歐拉轉(zhuǎn)動機動控制，經(jīng)典PID控制律在小角度姿態(tài)機動控制任務中得到廣泛的應用，但在大角度轉(zhuǎn)動機動控制任務中，這種控制律無法控制星體的最高轉(zhuǎn)速，而衛(wèi)星的某些設備和結(jié)構(gòu)對星體轉(zhuǎn)速有最高轉(zhuǎn)速要求(比如，若轉(zhuǎn)速超出陀螺的有效測速范圍，陀螺將處于飽和狀態(tài))。遞階-飽和PID控制律是PID控制律基礎上的一種簡單改型，通過限制姿態(tài)偏差反饋信息的引入幅度，能夠?qū)⑿l(wèi)星轉(zhuǎn)速限定在指定范圍內(nèi)。相對非線性控制律來說，這種控制律的形式簡單、計算量小、具有在星上應用的廣泛前景。這是本發(fā)明挽救失控衛(wèi)星的又一大理論基礎。
目前，上述各理論都已經(jīng)獨立發(fā)展起來，但是，尚未聯(lián)合用于失控衛(wèi)星的姿態(tài)挽救。而且，星上自主姿態(tài)挽救方法必須是切實可行、可靠、安全的，因此，必須對衛(wèi)星姿態(tài)失控狀態(tài)的判斷方法與失控情況下的對策、執(zhí)行機構(gòu)重啟控制時機的判斷方法以及姿態(tài)挽救行動結(jié)束時機的判斷等內(nèi)容進行研究。


發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的技術(shù)解決問題解決基于地面站控制的姿態(tài)挽救方法在快速性方面的缺陷，克服現(xiàn)有星上自主姿態(tài)挽救方法應用條件比較苛刻且無效控制能耗高的缺點，提供一種衛(wèi)星姿態(tài)快速挽救方法，可以快速挽救失控近地衛(wèi)星的姿態(tài)，一方面消除對地面站的依賴及其工作負擔，另一方面，與現(xiàn)有星上自主挽救方法互為備份，提高星上快速自主挽救能力，確保衛(wèi)星正常工作壽命。
本發(fā)明的技術(shù)解決方案一個衛(wèi)星姿態(tài)快速挽救方法，包括下列步驟 (1)姿控計算機判斷當前姿態(tài)有無失控，若未失控，則進行正常姿態(tài)控制作業(yè)；否則，姿控計算機令當前執(zhí)行機構(gòu)停止控制，并將失控狀態(tài)反饋給星務中心計算機關(guān)閉星上非必要設備，然后進入步驟(2)； (2)判斷有無陀螺觀測信息，如果有陀螺觀測信息，則利用陀螺姿態(tài)觀測信息和地磁矢量觀測及方位矢量觀測信息確定濾波器，對當前衛(wèi)星姿態(tài)和陀螺常漂參數(shù)進行觀測更新處理，并基于姿態(tài)運動學方程和陀螺常漂動力學模型進行時間更新預報，然后進入步驟(3)；如果無陀螺觀測信息，則利用無陀螺姿態(tài)觀測信息和地磁矢量觀測及方位矢量觀測信息確定濾波器，對當前衛(wèi)星姿態(tài)和星體角速率進行觀測更新處理，并基于姿態(tài)運動學方程和歐拉動力學模型進行時間更新預報，然后進入步驟(3)； (3)姿控計算機判斷衛(wèi)星當前姿態(tài)是否已經(jīng)到達目標姿態(tài)，若“是”，則姿態(tài)挽救任務結(jié)束；否則，轉(zhuǎn)入步驟(4)； (4)姿控計算機判斷當前時刻是否需要啟動機動控制執(zhí)行機構(gòu)進行控制，若“是”，則利用當前姿態(tài)確定信息和目標姿態(tài)指令，根據(jù)三軸姿態(tài)快速機動控制律產(chǎn)生控制力矩指令，驅(qū)動機動控制執(zhí)行機構(gòu)進行姿態(tài)機動控制；否則，返回步驟(2)。
所述步驟(1)中失控狀態(tài)的判斷方法是 (a)在每個觀測時刻，根據(jù)名義上的衛(wèi)星正常工作姿態(tài)和敏感器的名義安裝位置，計算出三軸磁強計名義上的地磁矢量觀測估計，作為名義觀測量； (b)計算出地磁矢量觀測量與名義觀測量的偏差夾角； (c)若當前時刻的偏差夾角首次大于失控判斷閾值G1，則啟動統(tǒng)計進程，令表征“姿態(tài)失控”的參數(shù)K1＝1，在此后每個觀測時刻，若兩者夾角大于閾值G1，則令參數(shù)K1＝K1+1，否則，K1保持不變；W1個時刻后，計算C1＝K1/W1，若C1＞R1，則認為衛(wèi)星姿態(tài)已經(jīng)失控，并將K1清零；否則，認為衛(wèi)星姿態(tài)正常，同樣將K1清零；如果若當前時刻偏差夾角首次小于等于失控閾值G1，則進行下個時刻的判斷。
所述步驟(3)中姿控計算機判斷衛(wèi)星當前姿態(tài)是否已經(jīng)到達目標姿態(tài)的方法是若當前時刻的衛(wèi)星姿態(tài)與目標姿態(tài)的偏差首次小于閾值G3，則啟動統(tǒng)計進程，令表征“到達目標姿態(tài)”的參數(shù)K3＝1，在此后每個觀測時刻，衛(wèi)星姿態(tài)與目標姿態(tài)的偏差小于誤差閾值G3，則令K3＝K3+1，否則，保持不變；當進行W3個時刻后，計算C3＝K3/W3，若C3＞R3，則認為衛(wèi)星姿態(tài)已經(jīng)到達目標姿態(tài)附近，并將K3值清零；否則，認為衛(wèi)星姿態(tài)仍未被控制到達目標姿態(tài)附近，并將K3值清零；若當前時刻的衛(wèi)星姿態(tài)與目標姿態(tài)的偏差首次大于等于閾值G3，則進行下個時刻的判斷。
所述步驟(4)中姿控計算機判斷當前時刻是否需要啟動機動控制執(zhí)行機構(gòu)進行控制的方法是若當前時刻的新息首次小于誤差閾值G4，則啟動統(tǒng)計進程，令表征“重啟控制”的參數(shù)K4＝1，在此之后的每個觀測更新時刻，若新息小于誤差閾值G4，則令參數(shù)K4加1，否則，保持不變；當W4個時刻后，計算C4＝K4/W4，若C4＞R4，則認為重啟控制的時機到了，并將K4值清零，否則，認為當前姿態(tài)確定誤差過大，應繼續(xù)利用觀測量縮小姿態(tài)確定誤差，并將K4值清零；若當前時刻的新息首次大于等于誤差閾值G4，則進行下個時刻的判斷。
所述步驟(4)中三軸姿態(tài)快速機動控制律采用遞階-飽和PID控制律 本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的優(yōu)點在于 (1)本發(fā)明基于大角度姿態(tài)確定算法和三軸快速轉(zhuǎn)動機動控制算法提出一種失控衛(wèi)星的快速姿態(tài)挽救新方法。相對現(xiàn)有方法來說，本發(fā)明僅需觀測地磁矢量即可實現(xiàn)三軸姿態(tài)確定，并利用三軸快速轉(zhuǎn)動機動控制方法將失控衛(wèi)星的姿態(tài)挽救到正常姿態(tài)的可控范圍內(nèi)，而現(xiàn)有方法只能通過無意識地姿態(tài)機動控制分別捕獲日、地方向，使得日、地敏感器可以觀測到日、地方位信息，從而實現(xiàn)三軸姿態(tài)確定。一方面，本發(fā)明需要的觀測敏感設備更少，且機動控制除采用噴氣控制之外，還可以采用動量輪組、控制力矩陀螺組等其它具有快速機動能力的執(zhí)行機構(gòu)，因此，即便日、地敏感器故障、噴氣耗盡(或無噴氣機構(gòu))仍具有可行性，與現(xiàn)有的挽救方法互成備份，提高了星上姿態(tài)挽救能力；另一方面，利用三軸姿態(tài)確定信息有意識地控制衛(wèi)星姿態(tài)，并設計了可靠的關(guān)閉、啟用機動控制機構(gòu)進行控制的判斷方法和策略，有助于減少無效控制能耗。此外，機動控制采用角動量交換裝置來替代噴氣控制，也有助于降低噴氣損耗，以便在必要時使用。
(2)本發(fā)明提出的一些星上判斷和決策方法，解決了衛(wèi)星利用大角度姿態(tài)確定和大角度快速轉(zhuǎn)動機動控制算法自主完成姿態(tài)挽救的一系列實現(xiàn)與應用問題，使得星上自主姿態(tài)挽救成為一個切實可行、可靠、安全的方法，且有助于大大降低無效控制能耗。其中，衛(wèi)星失控狀態(tài)自主判斷方法，可以確保衛(wèi)星及時進入失控管制狀態(tài)，減少不必要的控制能耗，降低衛(wèi)星姿態(tài)挽救的困難；執(zhí)行機構(gòu)重啟時機的判斷方法，賦予衛(wèi)星判斷當前姿態(tài)確定信息可否用于機動控制的能力，便于執(zhí)行機構(gòu)在合適的時間進行有效姿態(tài)機動控制，有助于減少控制能耗；衛(wèi)星姿態(tài)達到目標姿態(tài)與否的判斷方法，賦予姿控系統(tǒng)結(jié)束當前姿態(tài)挽救階段，開啟下一階段姿控任務的能力。這些星上判斷與決策所需的計算量較小、存儲要求不高，易于星上實現(xiàn)。
(3)本發(fā)明提出的姿態(tài)挽救方法以星上自主控制為主，大大降低地面站的工作負擔和所需的人、物力成本，避免人為操作失誤。與現(xiàn)有快速挽救方法互為備份，大大提高了衛(wèi)星姿態(tài)挽救的能力，從而確保衛(wèi)星的正常使用壽命。



圖1為本發(fā)明提出的星上快速姿態(tài)挽救流程示意圖； 圖2為本發(fā)明提出的衛(wèi)星失控狀態(tài)判斷流程示意圖； 圖3為本發(fā)明采用的通用姿態(tài)確定濾波器的序貫遞推估計流程示意圖； 圖4為本發(fā)明提出的衛(wèi)星姿態(tài)挽救任務結(jié)束判斷流程示意圖； 圖5為本發(fā)明提出的姿態(tài)機動控制執(zhí)行機構(gòu)啟用判斷流程示意圖。

具體實施例方式 如圖1所示，一種失控衛(wèi)星的快速姿態(tài)挽救方法，具體步驟介紹如下 (1)姿控計算機判斷當前姿態(tài)有無失控，若未失控，則進行正常姿態(tài)控制作業(yè)；否則，姿控計算機令當前執(zhí)行機構(gòu)停止控制，并將失控狀態(tài)反饋給星務中心計算機以便其關(guān)閉星上非必要設備，然后進入步驟(2)； (2)判斷有無陀螺觀測信息，如果有陀螺觀測信息，則利用陀螺姿態(tài)觀測信息和地磁矢量觀測及方位矢量觀測信息確定濾波器，對當前衛(wèi)星姿態(tài)和陀螺常漂參數(shù)進行觀測更新處理，并基于姿態(tài)運動學方程和陀螺常漂動力學模型進行時間更新預報，然后進入步驟(3)；如果無陀螺觀測信息，則利用無陀螺姿態(tài)觀測信息和地磁矢量觀測及方位矢量觀測信息確定濾波器，對當前衛(wèi)星姿態(tài)和星體角速率進行觀測更新處理，并基于姿態(tài)運動學方程和歐拉動力學模型進行時間更新預報，然后進入步驟(3)； (3)姿控計算機判斷衛(wèi)星當前姿態(tài)是否已經(jīng)到達目標姿態(tài)，若“是”，則姿態(tài)挽救任務結(jié)束；否則，轉(zhuǎn)入步驟(4)； (4)姿控計算機判斷當前時刻是否需要啟動機動控制執(zhí)行機構(gòu)進行控制。若“是”，則利用當前姿態(tài)確定信息和目標姿態(tài)指令，根據(jù)三軸姿態(tài)快速機動控制律產(chǎn)生控制力矩指令，驅(qū)動機動控制執(zhí)行機構(gòu)進行姿態(tài)機動控制；否則，返回步驟(2)。
步驟(1)衛(wèi)星姿態(tài)失控狀態(tài)的判斷結(jié)果，根據(jù)方位矢量敏感器觀測量與正常工作姿態(tài)下的先驗觀測量的偏差比對得出。由于衛(wèi)星正常工作姿態(tài)是已知的，而敏感器的安裝位置也是已知的，因此，根據(jù)衛(wèi)星正常工作姿態(tài)和敏感器的安裝位置可以估計出各類敏感器的方位矢量觀測量，稱為名義觀測量。為了準確判斷姿態(tài)是否失控，需要對一段時間區(qū)間上的名義觀測量與真實觀測量的偏差情況進行統(tǒng)計。一個具體方法如圖2所示，其內(nèi)容包括若當前時刻某方位矢量觀測量與名義觀測量的夾角首次大于失控閾值G1，則啟動統(tǒng)計進程，令表征“姿態(tài)失控”的參數(shù)K1＝1，在此后每個觀測時刻，若兩者夾角大于閾值G1，則令參數(shù)K1＝K1+1，否則，K1保持不變。W1個時刻后，計算C1＝K1/W1，若C1＞R1(R1表示統(tǒng)計經(jīng)驗概率值)，則認為衛(wèi)星姿態(tài)已經(jīng)失控，并將K1清零；否則，認為衛(wèi)星姿態(tài)正常，同樣將K1清零。如果若當前時刻某方位矢量觀測量與名義觀測量的夾角首次小于等于失控閾值G1，則進行下個時刻的判斷。圖2所示方法針對單個方位矢量觀測量，比如地磁矢量，為了更加準確起見，可以利用多個方位矢量觀測量進行失控狀態(tài)的判斷。只要對兩個方位矢量判斷后的結(jié)論都為“失控”，則可以確認衛(wèi)星姿態(tài)失控。
步驟(2)中可用的姿態(tài)觀測量包括方位矢量觀測量和地磁矢量觀測量以及有無陀螺觀測量信息。地磁矢量時刻可觀，是最基本的方位矢量觀測量，若日、地、星等其它敏感器無故障，則可能偶爾觀測到這幾個方位信息，因此，衛(wèi)星在某些時刻可以同時觀測到2個以上的方位矢量信息，利用確定性定姿方法，比如雙矢量定姿或多矢量最優(yōu)姿態(tài)確定方法就可以確定出該時刻的衛(wèi)星姿態(tài)，利用連續(xù)的幾個姿態(tài)觀測可以近似確定出衛(wèi)星的角速率。這些姿態(tài)估計值和角速率估計值作為姿態(tài)確定濾波算法的初始狀態(tài)先驗估計，可以大大減少濾波器的暫態(tài)時間，實現(xiàn)快速準確的姿態(tài)確定。另外，多個方位矢量觀測量用于姿態(tài)確定濾波器的狀態(tài)觀測更新，也有助于提高系統(tǒng)的可觀性，從而提高狀態(tài)后驗估計精度。假設衛(wèi)星裝備了速率陀螺且未飽和，則角速率測量值與方位矢量觀測量的組合，可以大大提高衛(wèi)星姿態(tài)確定的穩(wěn)態(tài)估計精度和收斂速度。
衛(wèi)星失控后的姿態(tài)可能大角度偏離正常工作姿態(tài)，而四元數(shù)是最佳的全局姿態(tài)描述參數(shù)，是大角度姿態(tài)確定算法的首選。根據(jù)有/無陀螺測速信息，姿態(tài)確定問題可描述為如下狀態(tài)估計問題 (a)有陀螺觀測量情況 狀態(tài)量為 x(tk)＝[qT(tk) βT(tk)]T 其中，第一個分量表示四元數(shù)(4維)，第二個分量表示速率陀螺常漂矢量(3個分量)。系統(tǒng)方程包括四元數(shù)運動學方程和陀螺常漂的一階Markov模型(時間系數(shù)無窮大) 其中，真實角速率ω(tk)未知，需根據(jù)陀螺觀測量

及如下陀螺測量模型來確定 (b)無陀螺觀測量情況 狀態(tài)量為 x(tk)＝[qT(tk) ωT(tk)]T 系統(tǒng)方程包括四元數(shù)運動學方程和歐拉動力學方程 其中，I表示整星慣量矩陣(包括處于“凍結(jié)”狀態(tài)的飛輪裝置)；Tc表示控制力矩；Td表示干擾力矩；hw表示飛輪角動量。
上述兩種情況都采用如下方位矢量觀測方程 其中，zk表示觀測量矢量，包括地磁矢量觀測

和其它可能的(日、地等)方位矢量觀測

bR，k和rR，k表示相應方位矢量在參考坐標系中的表示；Ak表示體系相對參考系的姿態(tài)矩陣，與四元數(shù)q存在等價關(guān)系；vk表示觀測白噪聲。
由于單個時刻的單個方位矢量觀測只能幫助衛(wèi)星確定其2維姿態(tài)信息，因此，地磁矢量觀測量無法使得衛(wèi)星單個時刻的三軸姿態(tài)完全可觀，但是，一段時間區(qū)間上的地磁矢量觀測量可以使衛(wèi)星三軸姿態(tài)完全可觀。非線性濾波算法是解決此類估計問題的常用算法，由于采用序貫遞推估計方式，如圖3所示，濾波器先初始化，判斷有無觀測量，如果有則對觀測量進行更新，然后進行狀態(tài)時間更新，否則直接進行狀態(tài)時間更新，狀態(tài)時間更新完畢重新進行觀測量判斷，這種方式非常適合實時姿態(tài)確定之用。典型非線性濾波算法有EKF(Extended Kalman Filter)和UKF(Unscented Kalman Filter)，UKF由于采用一組加權(quán)的“χ點”來進行高斯狀態(tài)后驗密度的估計(等價于均值和方差的估計)，避免了EKF對系統(tǒng)方程的線性化處理，因而，具有更好的非線性濾波收斂能力(初始收斂域大、收斂速度快)。這兩類濾波算法解決上述兩類問題的算法也已經(jīng)發(fā)展起來，典型的有陀螺姿態(tài)確定EKF和UKF算法分別是MEKF算法和USQUE算法，有關(guān)它們的具體公式請參考文獻1)E.J.Lefferts，F(xiàn).L.Markley，and M.D.Shuster.Kalman Filtering for Spacecraft AttitudeEstimation.Journal of Guidance，Control and Dynamics.1982，5(5)417-429；2)J.L.Crassidis and F.L.Markley.Unscented Filtering for Spacecraft AttitudeEstimation.Journal of Guidance，Control and Dynamics.2003，26(4)536-542。假如不存在陀螺測速信息或者陀螺已經(jīng)飽和，則利用歐拉動力學模型取代陀螺提供角速率信息，由上述有陀螺姿態(tài)確定算法可以得到相應的無陀螺姿態(tài)確定算法，典型的無陀螺姿態(tài)確定EKF和UKF算法的具體公式見參考文獻1)M.L.Psiaki，F(xiàn).Martel，and P.K.Pal.Three-Axis AttitudeDetermination via Kalman Filtering of Magnetometer Data.J.of Guidance，Control and Dynamics.1989，13(3)506-514；2)黃琳.非線性濾波理論在航天器姿態(tài)確定中的應用.哈爾濱工業(yè)大學博士畢業(yè)論文.2007，第3章。姿態(tài)確定UKF算法相對姿態(tài)確定EKF算法來說具有更好的非線性濾波收斂性能，且其計算量雖比后者有所增加，但仍可由星上計算機實時完成，是目前解決大角度姿態(tài)確定問題的最佳算法。
濾波算法的啟動需要一個初始化處理。當只有地磁矢量觀測量時，只能設定一個隨機或固定的初始狀態(tài)先驗估計，然后依據(jù)姿態(tài)確定濾波算法本身的收斂性消除初值狀態(tài)的估計誤差，使得狀態(tài)估計量逐漸逼近真實值。當同一時刻存在兩個以上的方位矢量觀測量時，衛(wèi)星姿態(tài)是可觀的，可以通過確定性算法計算出衛(wèi)星的姿態(tài)，若在多個連續(xù)時刻都觀測到多個方位矢量，則還可以利用確定性算法近似計算出星體的角速率，濾波初始狀態(tài)選擇姿態(tài)和角速率的估計值，為了加快收斂速度，可以選擇一個較大的初始狀態(tài)先驗協(xié)方差矩陣估計。
步驟(3)姿控計算機判斷衛(wèi)星姿態(tài)是否已經(jīng)到達目標姿態(tài)。當衛(wèi)星姿態(tài)與目標姿態(tài)的偏差持續(xù)小于某個范圍時，則認為衛(wèi)星姿態(tài)已經(jīng)被控制到目標姿態(tài)附近。一個具體方法如圖4所示，簡單描述如下若當前時刻的確定姿態(tài)與目標姿態(tài)的偏差首次小于閾值G3，則啟動統(tǒng)計進程，令表征“到達目標姿態(tài)”的參數(shù)K3＝1，在此后每個觀測時刻，衛(wèi)星(確定)姿態(tài)與目標姿態(tài)的偏差小于誤差閾值G3，則令K3＝K3+1，否則，保持不變。當進行W3個時刻后，計算C3＝K3/W3，若C3＞R3(R3表示統(tǒng)計經(jīng)驗概率值)，則認為衛(wèi)星姿態(tài)已經(jīng)到達目標姿態(tài)附近，并將K3值清零；否則，認為衛(wèi)星姿態(tài)仍未被控制到達目標姿態(tài)附近，并將K3值清零。若當前時刻的確定姿態(tài)與目標姿態(tài)的偏差首次大于等于閾值G3，則進行下個時刻的判斷。閾值G3應根據(jù)姿態(tài)挽救方案的穩(wěn)態(tài)控制誤差來進行合理選擇。
步驟(4)執(zhí)行機構(gòu)是否啟用的判斷結(jié)果根據(jù)姿態(tài)確定結(jié)果做出。姿態(tài)機動控制必須利用估計精度足夠高的姿態(tài)確定結(jié)果。若濾波器準確估計了衛(wèi)星姿態(tài)，則地磁矢量觀測量與濾波器給出的先驗地磁矢量觀測量估計的殘差(或新息)序列，是一個包括觀測噪聲和星上地磁模型噪聲的高斯白噪聲序列(噪聲幅值先驗已知，比如數(shù)百nT)。當姿態(tài)確定濾波器逐漸逼近真實姿態(tài)時，殘差序列也表現(xiàn)出逐漸收斂成高斯白噪聲序列的趨勢。因此，預先設定一個大于先驗高斯噪聲幅值的閾值，當殘差進入該閾值范圍內(nèi)并一直保持在內(nèi)時，則認為重新啟用執(zhí)行機構(gòu)的時機到了。一個具體方法如圖5所示，簡單描述如下若當前時刻的新息首次小于誤差閾值G4，則啟動統(tǒng)計進程，令表征“重啟控制”的參數(shù)K4為“1”，在此之后的每個觀測更新時刻，新息小于誤差閾值G4，則令參數(shù)K4增加“1”，否則，不增加。當W4個時刻后，計算C4＝K4/W4，若C4＞R4(R4表示統(tǒng)計經(jīng)驗概率值)，則認為重啟控制的時機到了，并將K4值清零。否則，認為當前姿態(tài)確定誤差過大，應繼續(xù)利用觀測量縮小姿態(tài)確定誤差，并將K4值清零。若當前時刻的新息首次大于等于誤差閾值G4，則進行下個時刻的判斷。至于重啟時刻之后的姿態(tài)控制，建議采用一個簡單的規(guī)則利用每個時刻的姿態(tài)確定信息進行姿態(tài)機動控制。
步驟(4)的三軸姿態(tài)快速機動控制律建議采用如下一個具有兩層飽和約束條件的遞階-飽和PD控制律 其中，qe表示估計四元數(shù)相對目標姿態(tài)(四元數(shù))的偏差四元數(shù)的矢量部分；ωe表示偏差角速率；kp、kd表示P、D控制參數(shù)；關(guān)于飽和函數(shù)，其定義如下 其中，x表示n維狀態(tài)量；U表示最大約束；‖·‖為模2運算。對上述遞階-飽和PD控制律而言，外層飽和函數(shù)中的Tmax表示機動控制執(zhí)行機構(gòu)的最大輸出力矩；內(nèi)層飽和函數(shù)中的Li表示單軸姿態(tài)偏差的限制幅值。為了提高機動控制過程的動態(tài)響應特性，又不超出星體最大轉(zhuǎn)動角速度的約束，Li采用如下可變幅值設置 其中，‖ωi‖max表示單軸最大允許轉(zhuǎn)動角速率；

則根據(jù)運動學原理設計得到，ai表示最大角加速度且ai＝Tmax/Iii。(關(guān)于上述控制律的詳細內(nèi)容，請參看B.Wie，D.Bailey，and C.Heiberg，Rapid mutil-target acquisition andpointing control of agile spacecraft，AIAA-2000-4546，2000) 實施案例 某中低精度要求的對地觀測小衛(wèi)星裝備三軸磁強計、三軸速率陀螺、掃描式紅外地球敏感器、太陽敏感器、俯仰軸偏置動量輪、噴氣、三軸磁力矩器。假設姿態(tài)敏感器采樣頻率為1Hz、陀螺采樣周期為10Hz、控制帶寬為1Hz。在正常工作模式下，衛(wèi)星利用三軸磁強計、紅外地敏和速率陀螺進行姿態(tài)確定(在軌道陽照區(qū)，還可以利用太陽敏感器)，并利用俯仰軸偏置動量輪和三軸磁力矩器穩(wěn)定對地觀測姿態(tài)，這種模式下的穩(wěn)態(tài)控制精度可以達到1度左右。三軸速率陀螺、掃描式紅外地敏都是易損設備，當這兩種設備發(fā)生故障時，可以利用剩余的姿控設備進行系統(tǒng)重構(gòu)衛(wèi)星利用三軸磁強計和太陽敏感器進行三軸姿態(tài)確定，并利用偏置動量輪和三軸磁力矩器進行對地穩(wěn)定控制，這種模式下的控制精度估計可以達到5度左右。假設紅外地敏和三軸速率陀螺發(fā)生了故障，而在姿控計算機判斷出這兩者故障之前，衛(wèi)星利用正常情況下的有陀螺姿態(tài)確定MEKF算法已經(jīng)無法給出有效姿態(tài)確定結(jié)果，導致偏置動量輪和三軸磁力矩器控制衛(wèi)星姿態(tài)逐漸偏離了正常的對地定向姿態(tài)。由于衛(wèi)星姿態(tài)已經(jīng)大角度偏離了正常工作姿態(tài)，需要利用姿態(tài)挽救方法，將衛(wèi)星姿態(tài)機動控制到目標對地定向姿態(tài)附近，以便重構(gòu)系統(tǒng)能夠重新建立起對地定向工作姿態(tài)。由于地敏損壞，現(xiàn)有的全姿態(tài)捕獲方法無效，利用本發(fā)明提出的星上姿態(tài)挽救方法的流程如下 (1)姿控計算機基于地磁矢量觀測量按照圖2所示流程判斷當前衛(wèi)星姿態(tài)是否失控。其中，a)計算名義地磁矢量觀測量的方法如下以嚴格對地定向姿態(tài)(體系與軌道系重合)為正常工作姿態(tài)，根據(jù)星上地磁模型產(chǎn)生該坐標系中的地磁矢量觀測量bb，并根據(jù)先驗的三軸磁強計安裝位置Amb轉(zhuǎn)換得到名義地磁矢量觀測量bm＝Ambbb；b)計算名義地磁矢量觀測量與真實觀測量

的夾角 c)當α＞G1首次出現(xiàn)時(t＝0)，則令姿態(tài)失控標識參數(shù)K1＝1，t＝1；在此之后的每個時刻(0＜t＜W1)，若α＞G1，則令K1＝K1+1，t＝t+1；否則，令t＝t+1；當進行了W1個時刻之后(t＝W1)，計算C1＝K1/W1，若C1＞R1，則認為衛(wèi)星姿態(tài)已經(jīng)失控，并令K1＝0，t＝0；否則，認為衛(wèi)星姿態(tài)正常，并令K1＝0，t＝0。
關(guān)于幾個參數(shù)的選擇。根據(jù)正常情況下的姿控精度(1度左右)，令G1＝5度、W1＝10、R1＝0.6。
若根據(jù)上述判斷方法得知當前姿態(tài)已經(jīng)失控，則姿控計算機令所有執(zhí)行機構(gòu)(噴氣機構(gòu)、偏置動量輪、三軸磁力矩器)停止姿態(tài)控制工作(動量輪仍保持轉(zhuǎn)動狀態(tài))，并將失控狀態(tài)反饋給星務中心計算機以便其關(guān)閉星上非必要設備(比如，某些有效載荷)，然后轉(zhuǎn)入步驟(2)； (2)姿控計算機根據(jù)三軸速率陀螺故障的診斷結(jié)果，決定利用無陀螺姿態(tài)確定濾波算法。由于地磁矢量觀測時刻存在，而正常工作的太陽敏感器只在某些時候才能提供太陽方位信息觀測，因此，濾波器的初始狀態(tài)先驗估計誤差可能較大，為了實現(xiàn)快速機動控制，有必要增強姿態(tài)確定濾波算法的收斂性能。這里采用無陀螺姿態(tài)確定UKF算法，記為GUKF，該算法對四元數(shù)的估計采用了約束估計方案，其實際狀態(tài)量(6維)定義為 其中，δPk為GRP參數(shù)(通用羅德里格參數(shù))表示的偏差姿態(tài)估計；ωk為角速率矢量。GUKF算法的內(nèi)容如下所示 a)濾波器初始化(k＝0) 初始四元數(shù)與角速率均值估計分別為

和

令則初始狀態(tài)均值和協(xié)方差估計分別為 接著，依據(jù)

和P0|-1X得到t0時刻的西格瑪點集{χ0|-1i}i＝012，其相應權(quán)值為{W0(m，i)}i＝012和{W0(c，i)}i＝012。
然后，利用四元數(shù)與GRP參數(shù)之間的轉(zhuǎn)換關(guān)系 得到先驗偏差四元數(shù)西格瑪點集并利用如下變換 得到初始先驗四元數(shù)西格瑪點集{q0|-1i}i＝012。
b)觀測更新(k＝0，…，N) 首先，依據(jù)預報觀測量的西格瑪點 計算預報觀測量均值 接著，利用地磁矢量觀測計算出新息及其協(xié)方差 其中，Rk為地磁觀測噪聲vB，k的協(xié)方差。
相關(guān)協(xié)方差陣和增益矩陣分別為 狀態(tài)估計觀測更新為 再次由

(實為

部分)得到偏差四元數(shù)估計

并最終得到四元數(shù)觀測更新估計 注意，在下一步遞推估計之前，

中的GRP參數(shù)部分必須重置為零矢量。
c)時間更新(k＝0，…，N) 首先，依據(jù)

和協(xié)方差Pk|kX產(chǎn)生狀態(tài)西格瑪點集{χk|ki}i＝012，其權(quán)值記為{Wk+1(m，i)}i＝012和{Wk+1(c，i)}i＝012。
接著，依據(jù)四元數(shù)與GRP參數(shù)之間的轉(zhuǎn)換關(guān)系得到偏差四元數(shù)點集{δqk|ki}i＝012，并利用如下變換 得到四元數(shù)點集{qk|ki}i＝012。
然后，依據(jù){qk|ki}i＝012和{χk|kω，i}i＝012通過運動學方程和歐拉動力學方程(3-36)得到四元數(shù)預報點集{qk+1|ki}i＝012和角速率預報點集{χk+1|kω，i}i＝012。
接著，利用如下變換 得到偏差四元數(shù)西格瑪點集{δqk+1|ki}i＝012，最后轉(zhuǎn)換得到GRP參數(shù)西格瑪點集{χk+1|kδP，i}i＝012。
預報西格瑪點集{χk+1|ki}i＝012的均值和協(xié)方差分別為 其中，Ck+1＝[(03×3)T I-T]TQk+1代表離散干擾力矩Nd，k+1的協(xié)方差。
更多關(guān)于上述濾波器的詳細內(nèi)容的介紹，請參看文獻黃琳.非線性濾波理論在航天器姿態(tài)確定中的應用.哈爾濱工業(yè)大學博士畢業(yè)論文.2007，第3章。
(3)姿控計算機按照圖4所示判斷衛(wèi)星當前姿態(tài)是否已經(jīng)到達目標姿態(tài)。其中，a)計算當前確定姿態(tài)與目標姿態(tài)的偏差這里利用目標四元數(shù)qcom與當前后驗四元數(shù)估計

之間的偏差四元數(shù)的旋轉(zhuǎn)歐拉角作為控制偏差的評估指標，即 Δα＝2arccos(Δq4) 其中，Δq4表示偏差四元數(shù)Δqk的標量分量。b)當Δα＜G3首次出現(xiàn)時(t＝0)，則令表征“到達目標姿態(tài)”的參數(shù)K3＝1，t＝1；在此之后的每個時刻(0＜t＜W3)，若Δα＜G3，則令K3＝K3+1，t＝t+1；否則，令t＝t+1；當進行了W3個時刻之后(t＝W3)，計算C3＝K3/W3，若C3＞R3，則認為衛(wèi)星姿態(tài)已經(jīng)達到目標姿態(tài)，并令K3＝0，t＝0，姿態(tài)挽救任務結(jié)束；否則，認為衛(wèi)星姿態(tài)尚未達到目標姿態(tài)，并令K3＝0，t＝0。
關(guān)于幾個參數(shù)的選擇。根據(jù)姿態(tài)挽救方案的穩(wěn)態(tài)控制精度(比如，6度)，令G3＝6度、W3＝10、R3＝0.67。
根據(jù)上述判斷方法得知衛(wèi)星若已經(jīng)達到目標姿態(tài)，則挽救任務結(jié)束；否則，轉(zhuǎn)入步驟(4)。
(4)姿控計算機按照圖5所示判斷當前是否需要啟動機動控制執(zhí)行機構(gòu)進行控制。其中，當υk＜G4首次出現(xiàn)時(t＝0)，則令表征“重啟控制”的參數(shù)K4＝1，t＝1；在此之后的每個時刻(0＜t＜W4)，若υk＜G4，則令參數(shù)K4＝K4+1，t＝t+1；否則，令t＝t+1；當進行了W4個時刻之后(t＝W4)，計算C4＝K4/W4，若C4＞R4，則認為衛(wèi)星重啟執(zhí)行機構(gòu)進行控制的時機到了，令K4＝0，t＝0；否則，認為衛(wèi)星當前姿態(tài)確定誤差過大，尚不能用于機動控制之用，并令K4＝0，t＝0。
上述參數(shù)的選擇，應當根據(jù)姿態(tài)挽救方案的姿態(tài)確定仿真經(jīng)驗加以確定，比如，令G3＝1000nT；W3＝30、R3＝0.67。
若根據(jù)上述方法判斷出重啟控制時機到了，在此時刻之后利用姿態(tài)確定信息

和目標姿態(tài)指令數(shù)據(jù)qcom、ωcom計算控制偏差信息 然后根據(jù)如下遞階-飽和PD控制律 產(chǎn)生控制力矩指令Tc。由于噴氣控制采用控制脈沖信號，因此，還必須將控制力矩指令轉(zhuǎn)換成控制脈沖指令。為了介紹簡單起見，假設噴嘴沿三個軸向方向成對安裝，各噴嘴的力矩幅值為T0，則噴嘴的噴氣脈沖指令為，然而，噴氣控制存在如下約束噴氣時間低于最小噴氣脈沖tmin時無法產(chǎn)生有效控制力矩，連續(xù)噴氣時間也不允許超出最大噴氣脈沖tmax(1s)的約束，因此，這里采用如下一種噴氣策略 噴氣機構(gòu)根據(jù)上述噴氣策略進行噴氣控制，驅(qū)使衛(wèi)星姿態(tài)進行相應機動控制。
本發(fā)明未詳細描述的內(nèi)容為本領(lǐng)域技術(shù)人員公知技術(shù)。
權(quán)利要求
1、一種衛(wèi)星姿態(tài)快速挽救方法，其特征在于包括下列步驟
(1)姿控計算機判斷當前姿態(tài)有無失控，若未失控，則進行正常姿態(tài)控制作業(yè)；否則，姿控計算機令當前執(zhí)行機構(gòu)停止控制，并將失控狀態(tài)反饋給星務中心計算機關(guān)閉星上非必要設備，然后進入步驟(2)；
(2)判斷有無陀螺觀測信息，如果有陀螺觀測信息，則利用陀螺姿態(tài)觀測信息和地磁矢量觀測及方位矢量觀測信息確定濾波器，對當前衛(wèi)星姿態(tài)和陀螺常漂參數(shù)進行觀測更新處理，并基于姿態(tài)運動學方程和陀螺常漂動力學模型進行時間更新預報，然后進入步驟(3)；如果無陀螺觀測信息，則利用無陀螺姿態(tài)觀測信息和地磁矢量觀測及方位矢量觀測信息確定濾波器，對當前衛(wèi)星姿態(tài)和星體角速率進行觀測更新處理，并基于姿態(tài)運動學方程和歐拉動力學模型進行時間更新預報，然后進入步驟(3)；
(3)姿控計算機判斷衛(wèi)星當前姿態(tài)是否已經(jīng)到達目標姿態(tài)，若“是”，則姿態(tài)挽救任務結(jié)束；否則，轉(zhuǎn)入步驟(4)；
(4)姿控計算機判斷當前時刻是否需要啟動機動控制執(zhí)行機構(gòu)進行控制，若“是”，則利用當前姿態(tài)確定信息和目標姿態(tài)指令，根據(jù)三軸姿態(tài)快速機動控制律產(chǎn)生控制力矩指令，驅(qū)動機動控制執(zhí)行機構(gòu)進行姿態(tài)機動控制；否則，返回步驟(2)。
2、根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種衛(wèi)星姿態(tài)快速挽救方法，其特征在于所述步驟(1)中失控狀態(tài)的判斷方法是
(a)在每個觀測時刻，根據(jù)名義上的衛(wèi)星正常工作姿態(tài)和敏感器的名義安裝位置，計算出三軸磁強計名義上的地磁矢量觀測估計，作為名義觀測量；
(b)計算出地磁矢量觀測量與名義觀測量的偏差夾角；
(c)若當前時刻的偏差夾角首次大于失控判斷閾值G1，則啟動統(tǒng)計進程，令表征“姿態(tài)失控”的參數(shù)K1＝1，在此后每個觀測時刻，若兩者夾角大于閾值G1，則令參數(shù)K1＝K1+1，否則，K1保持不變；W1個時刻后，計算C1＝K1/W1，若C1＞R1，則認為衛(wèi)星姿態(tài)已經(jīng)失控，并將K1清零；否則，認為衛(wèi)星姿態(tài)正常，同樣將K1清零；如果若當前時刻偏差夾角首次小于等于失控閾值G1，則進行下個時刻的判斷。
3、根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種衛(wèi)星姿態(tài)快速挽救方法，其特征在于所述步驟(3)中姿控計算機判斷衛(wèi)星當前姿態(tài)是否已經(jīng)到達目標姿態(tài)的方法是若當前時刻的衛(wèi)星確定姿態(tài)與目標姿態(tài)的偏差首次小于閾值G3，則啟動統(tǒng)計進程，令表征“到達目標姿態(tài)”的參數(shù)K3＝1，在此后每個觀測時刻，衛(wèi)星姿態(tài)與目標姿態(tài)的偏差小于誤差閾值G3，則令K3＝K3+1，否則，保持不變；當進行W3個時刻后，計算C3＝K3/W3，若C3＞R3，則認為衛(wèi)星姿態(tài)已經(jīng)到達目標姿態(tài)附近，并將K3值清零；否則，認為衛(wèi)星姿態(tài)仍未被控制到達目標姿態(tài)附近，并將K3值清零；若當前時刻的衛(wèi)星確定姿態(tài)與目標姿態(tài)的偏差首次大于等于閾值G3，則進行下個時刻的判斷。
4、根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種衛(wèi)星姿態(tài)快速挽救方法，其特征在于所述步驟(4)中姿控計算機判斷當前時刻是否需要啟動機動控制執(zhí)行機構(gòu)進行控制的方法是若當前時刻的新息首次小于誤差閾值G4，則啟動統(tǒng)計進程，令表征“重啟控制”的參數(shù)K4＝1，在此之后的每個觀測更新時刻，若新息小于誤差閾值G4，則令參數(shù)K4加1，否則，保持不變；當W4個時刻后，計算C4＝K4/W4，若C4＞R4，則認為重啟控制的時機到了，并將K4值清零，否則，認為當前姿態(tài)確定誤差過大，應繼續(xù)利用觀測量縮小姿態(tài)確定誤差，并將K4值清零；若當前時刻的新息首次大于等于誤差閾值G4，則進行下個時刻的判斷。
5、根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種衛(wèi)星姿態(tài)快速挽救方法，其特征在于所述步驟(4)中三軸姿態(tài)快速機動控制律采用遞階-飽和PID控制律。
全文摘要
一種衛(wèi)星姿態(tài)快速挽救方法，先判斷當前姿態(tài)有無失控，若未失控則進行正常姿態(tài)控制，否則當前執(zhí)行機構(gòu)停止控制；然后根據(jù)有無陀螺觀測信息確定濾波器，對當前衛(wèi)星姿態(tài)和角速率進行觀測更新處理并進行時間更新預報；根據(jù)衛(wèi)星當前姿態(tài)判斷是否已經(jīng)到達目標姿態(tài)，未到目標姿態(tài)則判斷當前時刻是否需要對執(zhí)行機構(gòu)進行控制，若需要則利用當前姿態(tài)確定信息和目標姿態(tài)指令進行姿態(tài)機動控制直至姿控完畢，否則重復上述過程。本發(fā)明可以快速挽救失控近地衛(wèi)星的姿態(tài)，一方面消除對地面站的依賴及其工作負擔，另一方面，與現(xiàn)有星上自主挽救方法互為備份，提高星上快速自主挽救能力，確保衛(wèi)星正常工作壽命。
文檔編號B64G1/24GK101402398SQ20081022683
公開日2009年4月8日 申請日期2008年11月18日 優(yōu)先權(quán)日2008年11月18日
發(fā)明者琳 黃 申請人:航天東方紅衛(wèi)星有限公司