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控制力矩陀螺的动态扫描成像卫星姿态控制

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控制力矩陀螺的动态扫描成像卫星姿态控制赵波林，刘昆，张立（国防科学技术大学航天科学与工程学院，湖南长沙410073）摘要：针对卫星动态扫描成像任务中的姿态控制问题，首先建立了卫星姿态动力学模型，分析了动态扫描成像任务对姿态控制的特殊需求。

结合动态扫描成像任务需求提出了一种典型的姿态机动方案，对姿态机动过程所需控制力矩进行了估计。

然后基于期望力矩和星体实时姿态设计了一种俯仰机动控制律，并给出了五棱锥构型陀螺群的操纵方案。

针对某动态扫描成像任务卫星，对提出的控制律进行了数值仿真。

仿真结果验证了所提方案可以满足卫星动态扫描成像的姿态控制要求。

关键词：动态扫描成像；姿态控制；姿态机动方案；俯仰机动控制律；五棱锥构型陀螺群中图分类号：V448.22 文献标识码：A 文章编号：Attitude Control of Dynamic Scanning Imaging Satellite ofControl Moment GyrosZhao Bolin, Liu Kun, Zhang Li(College of Aerospace Science and Engineering, National University of Defense Technology, Changsha 410073, China) Abstract: According to the problem of attitude control of satellite dynamic scanning imaging, the dynamic model of the satellite attitude is built and the specific requirement of dynamic scanning imaging tasks for attitude control is analysed. Combined with the dynamic scanning imaging tasks, a typically attitude maneuver scheme is designed. After that, the required control moment of the process of dynamic scanning imaging is estimated. Then, a pitching maneuver control law based on the expected torque and real-time attitude of satellite is developed, and the steering law of five pyramid configuration gyros(FPCGs) is given. A numerical simulation was presented for designed control law based on a maneuver task. The simulation results proved that the proposed scheme can satisfy the requirement of attitude control of dynamic scanning imaging satellite.Key words: Dynamic Scanning Imaging; Attitude Control; Attitude Maneuver Scheme; Pitching Maneuver Control Law; Five Pyramid Configuration Gyros随着遥感数据应用的飞速发展，传统的遥感卫星已经不能满足要求，敏捷遥感卫星[1-6]在国际应用卫星领域已成为新的研究热点。

敏捷遥感卫星所具备的高速机动能力和快速对地定向能力，使卫星的灵活性和在轨观测效率得到了进一步的提高。

敏捷遥感卫星具备完成四类成像任务的能力[7]：快速成像，立体观测，图像拼接，扫描成像。

在国际商业领域，最早的敏捷遥感卫星是美国在1999年的IKONOS2卫星[8]，之后法国、印度等国也相继推出了自己的系列产品。

传统遥感卫星在成像时姿态基本保持不变，而动态扫描成像则是在卫星机动的过程中完成成像任务，卫星的灵活性和综合使用效率得到了更大的提升。

同时，机动过程中的扫描成像还可以解决一般遥感卫星无法实现大范围覆盖的问题，即在保证成像高分辨率的同时实现大范围覆盖。

此外，对于传统遥感卫星，要实现目标的三维成像，需要安装2-3台相机来解决成像角度问题，而动态扫描成像卫星，只需要安装一台相机，利用敏捷控制技术可实现短时间内对同一目标的不同角度观测，从而实现立体成像[7]。

这就大大降低了卫星的研制和运营成本。

动态扫描成像卫星的发展，得益于三个方面的技术支撑。

首先，更高效图像处理算法的提出与实现；其次，高分辨率相机的研制成功；最后，姿态控制执行机构的发展，特别是大输出力矩控制力矩陀螺的研制成功。

本文选用某型小型控制力矩陀螺（Small Control Moment Gyro, SCMG ）作为卫星姿态控制的执行机构组元，单个SCMG 的输出力矩就达到10Nm ，完全能够满足敏捷姿态控制的需求。

本文重点研究的是动态扫描成像卫星俯仰通道的姿态控制，主要基于两方面考虑：一方面，俯仰通道与其他两通道存在的耦合较小，控制起来较方便；另一方面，只需要实现俯仰轴的大角度、快速、稳定的机动控制，就可以实现卫星对地目标的三维成像和大范围覆盖。

本文以卫星姿态动力学一般模型解耦出的单独俯仰通道运动的动力学方程为研究对象，结合卫星在机动过程中实现动态扫描成像的任务需求，设计了一种典型的姿态机动方案，并利用该方案对所需控制力矩进行了估计，再结合卫星的实时姿态设计了一种俯仰机动控制律，最后利用6个SCMG 组成的FPCGs 对所做设计的可行性进行了仿真验证。

1 卫星姿态控制动力学模型对于遥感卫星这类对地定向的三轴稳定卫星，通常选用轨道坐标系000Ox y z 作为参考坐标系来定义其姿态，星体坐标系b b b Ox y z 则沿星体的主惯量轴建立，利用欧拉方程可以得到卫星在参考坐标系下的姿态动力学方程为+⨯= d H ωH T (1) 其中，d T 为星体所受的扰动力矩，ω为星体的角速度矢量，H 为星体总的角动量矢量，可表示如下=⋅+c H I ωH (2) 式中，33⨯I 为控制力矩陀螺群不工作（即框架和转子相对星体转动角速度为0）时星体的转动惯量矩阵，c H 为控制力矩陀螺群工作时相对于卫星的角动量，将（2）带入（1）可得⋅+⨯+= c c dI ωωH H T (3) 将（3）式展开，同时不考虑到惯性积对系统的影响，可得到如（4）式所示的卫星姿态动力学方程[9]。

其中，xx I 、 yy I 、zz I 分别是卫星沿三轴的主转动惯量，ϕ、θ、ψ分别是卫星的滚动角、俯仰角和偏航角， x h 、y h 、z h 分别为各陀螺转子沿转动轴的角动量在星体坐标系三()()()()()()()()()()()2000020002000043xx xx zz yy yy zz z ycx dx yy xx zz x z cy dyzz xx zz yy yy xx x y cz dz I I I I I I h h T T I I I h h T T I I I I I I h h T T ϕωψωϕθωψωϕθωθψωϕϕωψψωϕωψθωϕωψ⎧-+-+-+⎪⎪--+=+⎪⎪+-+⎪⎨+--=+⎪⎪++-+--⎪⎪-+-=+⎪⎩(4) 轴投影之后各轴的矢量和，0ω为星体的轨道角速度，ci T 和di T (i = x , y , z )分别表示卫星受到的控制力矩和扰动力矩沿三轴的分量。

为进一步将（4）式化简，现作如下假设[7]：卫星沿三轴的转动惯量近似相等，即xx yy zz I I I I ≈≈=；陀螺转子沿其转轴的转动惯量远小于星体的主惯量；同时，忽略二阶及其以上小量。

这样就得到了线性化的动力学方程为0000z cx dx cy dy x cz dz I w I h w T T I T T I w I h w T T ϕψθψϕ--=+⎧⎪=+⎨⎪++=+⎩ (5) 由（5）式可知，卫星的俯仰通道与偏航、滚转两通道的运动耦合程度较小，可实现解耦控制。

2 俯仰机动方案设计及姿态控制力矩的估算动态扫描成像卫星的立体成像、大范围覆盖和高精度成像等问题，都可以利用卫星在俯仰通道一段时间内的平稳快速机动来解决[7,10]。

这样就将卫星的动态扫描成像问题归结为：卫星在给定的机动时间T 内，从初始俯仰角0θ向目标俯仰角f θ机动的过程中完成对目标区域的动态扫描成像。

鉴于研究本问题的可参考文献甚少，本次研究主要通过分析卫星动态扫描成像的任务特点，结合成像过程的卫星姿态需求，设计了一种如下图1所示的姿态机动方案。

图1 姿态机动方案示意图 Fig.1 Attitude Maneuver Scheme该过程分为以下五个阶段：1[0,]t 阶段，卫星在初始俯仰姿态0θ以最大角加速度mθ平稳加速到最大角速度mθ ；12(,]t t 阶段，星体保持最大角速度mθ作机动；23(,]t t 阶段，卫星再以最大角加速度mθ 减速到期望达到的目标角速度0θ ；34(,]t t 阶段，星体保持0θ 的速度平稳机动，并在该阶段完成扫描成像任务；45(,]t t 阶段，卫星完成动态扫描成像任务后，最后以最大角加速度m θ 减速到目标俯仰姿态f θ，同时保证0θ= 。

图2给出了其他两种较为典型的机动规律，比较可知，均可包含在图1的机动规律中。

(a) Deceleration phase imaging (b) Acceleration phase imaging图2 其他两种较典型机动规律示意图 Fig.2 Some Other Typical Maneuver Law卫星在给定的机动时间T 内完成角度为Tθ（0T f θθθ=-）的机动，机动的目标角速度为给定的0θ ，且设54321()()t t t t t -+-=，由图1可以得出Tθ及mθ的计算式为 1152104312()()t t T i m m i dtdt t t t t θθθθθ===+-+-∑⎰⎰(6)110t m m m dt t θθθ==⎰ (7) 根据实际任务需求来规划各阶段的机动时间，即15t t 已知，将（7）式带入（6）式，就可以得到mθ和mθ 的估算式 04312()T mt t t t θθθ--=(8) 0432()T m t t t θθθ--= (9)将（8）带入到（5）中第二式，同时不考虑扰动力矩的影响，即可得到航天器倾斜机动所需要的最大力矩_cy m T 为043_12()T cy m mt t T I I t t θθθ--==(10) 3 姿态控制律及FPCGs 操纵律设计3.1 姿态控制律设计控制器设计的目的是使卫星俯仰通道的机动按照设定的机动方案进行机动。

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航天器姿态控制与导航技术

航天器姿态控制与导航技术

航天器姿态控制与导航技术在航天领域，航天器姿态控制与导航技术是非常重要的研究领域。

航天器的姿态控制是指通过调整航天器的姿态来改变航天器在空间中的方向和位置，以满足任务需求。

导航技术则是指通过各种传感器和算法来确定航天器在空间中的位置、速度和方向，以实现精确的航天器定位。

航天器姿态控制技术是实现航天任务的关键。

由于航天器需要在特定的时间和位置进行复杂的任务，如轨道纠正、卫星对接等，因此其姿态必须得到精确控制。

姿态控制主要考虑的要素包括三轴稳定性、姿态变化速率、轨道控制等。

三轴稳定性是指航天器在三个轴向上的姿态保持稳定，以保证航天器的姿态不发生偏离。

姿态变化速率是指航天器在进行不同任务时的姿态变化速度，需要根据任务需求进行调整。

轨道控制是指通过调整航天器姿态来实现轨道变化，如升轨、降轨等。

航天器姿态控制的关键技术包括推力矢量控制、惯性导航、陀螺仪等。

推力矢量控制是一种常用的航天器姿态控制技术。

它通过调整航天器发动机的喷口方向来改变推力的方向，以实现航天器的姿态控制。

推力矢量控制技术能够在航天器进行复杂任务时灵活调整航天器的姿态，提高任务执行的精度和效率。

惯性导航是另一种重要的航天器姿态控制技术。

它通过搭载惯性测量装置，如陀螺仪和加速度计，来测量航天器的姿态变化，然后通过控制系统来调整航天器的姿态。

惯性导航技术能够实现高精度的姿态控制，是一种常见的姿态控制策略。

导航技术在航天领域同样非常重要。

航天器的导航主要目标是确定航天器在空间中的位置、速度和方向。

为了实现精确的航天器定位，导航系统需具备高精度、高可靠性和高实时性。

航天器导航技术主要包括星载定位、地面测控、惯性导航等。

星载定位是通过接收地面导航卫星发射的信号，从而确定航天器在空间中的位置和速度。

地面测控是通过地面上的测控设备，如雷达和测角站，对航天器进行跟踪和测量，进而确定其位置和速度。

惯性导航则是通过搭载惯性测量装置来测量航天器的加速度和姿态变化，从而推算出航天器的位置和速度。

航天器姿态确定与姿态控制

航天器姿态确定与姿态控制


光敏元件阵列是由一排相互平行且独立的
光电池条组成，其数量决定了太阳敏感器输出
编码的位数，从而在一定程度上影响到敏感器
的分辨率。
图4.3 两轴模拟式太阳敏感器
航天器姿态确定
红外地平仪
红外地平仪就是利用地球自身的红外辐射来测量航天器相对于当 地垂线或者当地地平方位的姿态敏感器，简称地平仪。
目前红外地平仪主要有3种形式：地平穿越式、边界跟踪式和辐射 热平衡式。
磁矩与地球磁场相互作用就可产生控制力矩，实现姿态控制。
航天器姿态控制
利用环境场产生控制力矩，最常用的除了磁力矩以外，还有重力 梯度力矩等。
磁力矩与轨道高度的3次方成反比，轨道高度越低，磁力矩越大。 所以磁力矩作为控制力矩比较适用于低轨道航天器。
重力梯度力矩适用于中高度轨道航天器。 太阳辐射力矩适用于同步轨道卫星等高轨道航天器。 气动力矩也适用于低轨道。 但是最后两种力矩较少用来作为控制力矩。利用环境力矩产生控 制力矩的装置可称为环境型执行机构。
单脉冲比相干涉仪是由光的干涉原理引伸而来，至少要采用两个接收 天线，其间矩为d，称为基线长度。当天线与地面距离比基线长度d大得 多时，有如下关系式：
cos 2 d
式中， 为两个天线接收电波的相位差，A为波长。由式可见， 是预先 确定的，因此只要测出两个天线接收信号的相位差，便可确定方向角 。
➢ 被动式
被动控制系统是用自然环境力矩源或物理 力矩源，如自旋、重力梯度、地磁场、太阳辐 射力矩或气动力矩等以及它们之间的组合来控 制航天器的姿态。
其中地平穿越式地平仪扫描视场大，其余两种地平仪的工作视场较 小，只能适用于小范围的姿态测量，但精度较高。
航天器姿态确定
➢ 地平穿越式地平仪
地平穿越式地平仪的视场相对于地球作扫描运动。当视场穿越地平 线时，也就是说扫到地球和空间交界时，地平仪接收到的红外辐射能量 发生跃变，经过热敏元件探测器把这种辐射能量的跃变转变成电信号， 形成地球波形。然后通过放大和处理电路，把它转变成为前后沿脉冲。 最后通过计算电路，把前后沿脉冲与姿态基准信号进行比较，得出姿态 角信息，也就是滚动角或俯仰角。
四轴飞行器姿态控制算法

四轴飞行器姿态控制算法

四轴飞行器姿态控制算法四轴飞行器姿态控制是指通过调整四个电机的转速，使得飞行器能够保持所需的姿态，例如平稳飞行、转弯、盘旋等。

姿态控制算法主要包括传感器采集、姿态估计和控制指令生成等几个部分。

以下将详细介绍四轴飞行器姿态控制的算法原理。

1.传感器采集：四轴飞行器通常会配备三个主要的传感器：加速度计、陀螺仪和磁力计。

加速度计用于测量飞行器的重力加速度，陀螺仪用于测量飞行器的角速度，磁力计用于测量地磁场强度。

这些传感器的数据将用于后续的姿态估计和控制。

2.姿态估计：姿态估计是根据传感器提供的数据计算出飞行器的当前姿态角。

一种常用的姿态估计方法是互补滤波器。

互补滤波器将加速度计和陀螺仪的数据进行融合，通过加速度计估计出的姿态角和陀螺仪估计出的姿态角进行加权平均，从而得到更准确的姿态估计。

3.控制指令生成：姿态控制器的目标是生成适当的转速指令，使得飞行器能够达到所需的姿态。

在四轴飞行器中，姿态控制通常分为俯仰控制、滚转控制和偏航控制三个方向。

俯仰控制用于调整飞行器的前后倾斜角度，滚转控制用于调整飞行器的左右倾斜角度，偏航控制用于调整飞行器的旋转角度。

在控制指令生成中，通常会采用PID控制器。

PID控制器根据目标姿态角和当前姿态角的误差，计算出相应的控制指令。

PID控制器包括三个参数：比例项、积分项和微分项。

比例项用于快速响应误差，积分项用于消除稳态误差，微分项用于抑制系统的振荡。

通过将三个方向的控制指令进行线性叠加，得到最终的转速指令。

转速指令将被发送到四个电机，控制它们的转速，从而实现飞行器的姿态调整。

值得注意的是，四轴飞行器还需要考虑到动力学和非线性因素。

动力学因素包括电机的动态响应和旋转惯量的影响，通常会使用动态模型进行补偿。

非线性因素包括旋翼的非线性动力学和空气动力学特性的影响，通常会采用非线性控制器进行补偿。

综上所述，四轴飞行器姿态控制算法主要包括传感器采集、姿态估计和控制指令生成等几个部分。

四轴控制力矩陀螺资料

四轴控制力矩陀螺资料

M750四轴控制力矩陀螺系统设备简介：四轴控制力矩陀螺（CMG）是一个演示多自由度刚体控制的高动态系统。

该装置的基本实验可图形化显示陀螺力矩，用于高精度权限控制。

另外还可进行从MIMO线性控制到一般奇异性非线性控制的先进科学研究。

另外，该装置还可用于模拟卫星姿态控制。

仿真实验演示了开环章动模式，并证明可进行有效控制。

M750四轴控制力矩陀螺系统M750设备详解：四轴控制力矩陀螺（CMG）是一个演示多自由度刚体控制的高动态系统。

该装置的基本实验可图形化显示陀螺力矩，用于高精度权限控制。

另外还可进行从MIMO线性控制到一般奇异性非线性控制的先进科学研究。

另外，该装置还可用于模拟卫星姿态控制。

仿真实验演示了开环章动模式，并证明可进行有效控制。

该装置中包括在所有万向节上大范围运动的低摩擦滑环、以及精确反馈位置和速度状态的编码器。

装置的安全操作可通过故障安全制动阀、惯性速率感应开关、看门狗实时监控等安全特性来保障。

控制力矩陀螺属于航天器姿态控制惯性执行部件，其输出力矩连续可调，且不需要消耗燃料，特别适用于运行寿命长、机动性快、分辨率高、姿态控制精度及稳定性高的场合．因此，控制力矩陀螺目前已成为大型近地轨道三轴稳定飞行器( 尤其是空间站) 、姿态快速机动卫星的姿态控制系统常用执行机构，并且在其中起着无法替代的作用．控制力矩陀螺( CMG，control moment gyro) 通过一个高速旋转的转子来获得一定的角动量，并通过改变角动量的方向来对外输出力矩．与传统的飞轮相比，控制力矩陀螺具有输出力矩大和响应快的特点，因此空间站和大型卫星广泛采用控制力矩陀螺来进行姿态控制．Control Moment Gyroscope Platformotating a spacecraft in space can only be achieved in two ways. Firstly thrusters (small rocket motors) that are positioned at points around the spacecraft can be briefly fired to rotate the spacecraft. This has the drawback of using some propellant which will eventually be used up. This clearly needs careful planning as any extra weight on a spacecraft by its very nature is inhibitively expensive. It also means that the thrusters are used when only necessary as it will reduce the spacecraft’s life (assuming it can’t be refuelled) or at huge cost (if it can be refuelled).The second solution is to use a Control Moment Gyroscope (CMG). This is one or more gyroscopes that are forcibly rotated using an electric motor. The resulting gyroscope torque rotates the spacecraft. Up to 3 axes can be controlled this way. Extra gyroscopes can be used for redundancy. The benefits are clear; Provided the spacecraft has electrical power, by solar power for example, then the aircraft can rotate. With a CMG this can be gone on a regular basis or simply used consistently to keep the spacecraft pointing in the same directional.Control moment gyroscopes have been used with great effect on the international space station, Hubble space telescope and many satellites.Although most also used exclusively in space there is actually no reason they cannot be used for some interesting earth bound projects.This kit allows anyone to understand all the fundamentals of Control Moment Gyroscopes.。