一种基于太阳翼驱动控制的火星环绕器在线角动量管理方法
阅读说明：本技术 一种基于太阳翼驱动控制的火星环绕器在线角动量管理方法 (Mars surrounding device online angular momentum management method based on solar wing drive control ) 是由 张玉花 王卫华 施桂国 唐文国 吴梦璇 周誌元 于 2020-04-30 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种基于太阳翼驱动控制的火星环绕器在线角动量管理方法,其方法为：基于探测器姿态动力学模型,分析动量轮控制力矩、太阳翼光压力矩、重力梯度力矩及喷气力矩的作用过程,建立动量轮累积模型；根据太阳翼光压力矩的作用过程,基于太阳翼一维驱动能力约束,联合喷气控制力矩共同实现动量轮的动量管理。本发明针对深空探测任务中采用长期对日姿态基准航行的探测器,采用基于太阳翼角度为控制量,整器角动量为目标量的闭环控制方法,降低喷气卸载频次1/2以上,提高整器寿命。(The invention discloses a Mars surround online angular momentum management method based on solar wing drive control, which comprises the following steps: analyzing the action processes of momentum wheel control moment, solar wing light pressure moment, gravity gradient moment and jet moment based on a detector attitude dynamics model, and establishing a momentum wheel accumulation model; and the momentum management of the momentum wheel is realized jointly by combining the jet control torque based on the one-dimensional driving capability constraint of the solar wing according to the action process of the solar wing light pressure torque. The invention aims at the detector adopting long-term sun attitude reference navigation in a deep space exploration task, adopts a closed-loop control method based on the sun wing angle as a control quantity and the angular momentum of the whole device as a target quantity, reduces the air injection unloading frequency by more than 1/2, and prolongs the service life of the whole device.)
技术领域
本发明涉及火星探测姿态控制技术，具体涉及一种适用于火星探测的在线角动量管理方法。
背景技术
我国将于2020年发射火星探测器，一次实现“绕”、“落”、“巡”的常规三步走流程。探测器逃逸地球后无法像近地球卫星一样采用磁控卸载，因此现有采用动量轮控制模式的深空探测器均采用喷气卸载。而深空探测器采用喷气卸载的主要约束包括两个方面：一方面是消耗燃料，在现有运载约束下燃料装载有限，因此燃料的消耗直接影响整器寿命；另一方面喷气卸载直接影响地面测定轨的定轨策略及定轨精度。
国外深空探测器对于角动量的管理主要包括两个方面：一方面是飞行过程采用喷气三轴稳定控制模式，该过程不涉及动量轮工作，因此对于角动量管理直接采用喷气抵消的方案；另一方面飞行过程采用自旋控制模式，该方案通过探测器三轴的本体耦合进行角动量的交换，对于单轴来讲可以降低卸载频次。以上方案对于具有高精度稳定对地需求的探测器不适用，为保障高增益天线高精度对地指向(指向精度0.05°)，需采用动量轮作为执行机构，进行三轴稳定控制。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种适用于火星探测的在线角动量管理方法，结合太阳翼的一维驱动能力，利用太阳翼驱动与喷气耦合控制，实现探测器动量轮系统的的零动量管理，进而降低火星探测过程中喷气卸载频次，提高测定轨精度及火星环绕器寿命。
本发明解决技术的方案是：
一种基于太阳翼驱动控制的火星环绕器在线角动量管理方法，在轨飞行过程，利用太阳翼的两翼驱动能力，通过非同步驱动，使太阳翼的对日收晒面不同，产生光压力矩，对整器动量进行管理，该角动量管理方法的步骤包括：
基于探测器姿态动力学模型，分析动量轮控制力矩、太阳翼光压力矩、重力梯度力矩及喷气力矩的作用过程，建立动量轮累积模型；
根据太阳翼光压力矩的作用过程，基于太阳翼一维驱动能力约束，联合喷气控制力矩共同实现动量轮的动量管理，具体方法为：
根据动量轮累积模型及太阳光压力矩模型，以太阳翼一维驱动角为控制量，
其中，β为太阳翼驱动角度，Kp为比例项系数，Ki为积分项系数；
采用喷气卸载进行大范围的卸载保护，采用滞环卸载策略：
其中，Tonoff为推力器喷气信号，0为关，-1为负喷气，1为正喷气；hc为三轴中的任意轴的角动量，hn1为喷气卸载角动量上门限阈值，hn2为喷气卸载角动量下门限阈值。
优选的，针对动量轮为执行机构的探测器，建立姿态动力学模型为：
其中，J为3×3的矩阵，表示探测器本体的转动惯量；为探测器相对于惯性系的角速度在本体系下的表示；
优选的，太阳光压力矩：
其中，I0为太阳辐射常数，c为光速，A为太阳翼电池片面积，ψ为太阳翼电池面的法线矢量与太阳矢量的夹角，
优选的，重力梯度力矩：
式中μ为中心天体引力常数，R为探测器至引力中心的距离，为引力中心到环绕器的矢径，J为3×3的矩阵，表示探测器本体的转动惯量。
优选的，喷气力矩：
式中为探测器质心到喷嘴安装点的矢量，为推力器产生推力的方向和大小乘积。
优选的，动量轮累积模型为：
其中喷气力矩为主动控制力矩；光压力矩通过一维驱动更改太阳矢量与电池面法线的夹角进行调节；重力梯度力矩为探测器惯量与本体系下的中心天体引力矢量耦合产生。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
(1)本发明针对深空探测任务中采用长期对日姿态基准航行的探测器，采用基于太阳翼角度为控制量，整器角动量为目标量的闭环控制方法，降低喷气卸载频次1/2以上，提高整器寿命；
(2)本发明以+X对日基准，正负Y安装太阳翼且绕Y具有一维驱动能力的火星探测器为例，对于后续深空任务中其它姿态基准，或者二维驱动能力的太阳翼均可扩展应用；
(3)本发明采用太阳翼驱动反馈+喷气联合进行角动量管理，分层次进行整器角动量卸载控制，适用于不同阶段，绕日飞行阶段主要为太阳光压干扰，基于太阳翼驱动反馈控制策略完全可以抵消干扰；绕火星飞行阶段由于喷气卸载保护，同样保障整器的控制能力；
(4)本发明为后续深空探测器的角动量管理提供借鉴意义，针对干扰及可控能力入手，实现角动量在轨自主优化管理，提高后续深空探测能力。
附图说明
图1为本发明方法流程图；
图2为本发明太阳翼安装及旋转极性示意图；
图3为本发明太阳入射产生光压力矩示意图。
具体实施方式
下面结合实施例对本发明作进一步阐述。
本发明以+X对日、-Z约束对地基准为例分析，该基准定义为：探测器本体 +X轴指向太阳，Y轴垂直于器-日-地平面，Z轴满足右手定则且-Z轴位于地球所在一侧。探测器配置两翼太阳翼，分别安装于本体正负Y向，且具备绕Y轴的一维驱动能力。同时太阳翼配置姿控推力器，能够独立产生三轴方向的控制力矩。针对以上构型探测器，利用太阳翼驱动与喷气耦合控制，实现探测器动量轮系统的的零动量管理。具体步骤如下：
一种基于太阳翼驱动控制的火星环绕器在线角动量管理方法，在轨飞行过程，利用太阳翼的两翼驱动能力，通过非同步驱动，使太阳翼的对日收晒面不同，产生光压力矩，对整器动量进行管理，如图1所示，该角动量管理方法的步骤包括：
基于探测器姿态动力学模型，分析动量轮控制力矩、太阳翼光压力矩、重力梯度力矩及喷气力矩的作用过程，建立动量轮累积模型；
根据太阳翼光压力矩的作用过程，基于太阳翼一维驱动能力约束，联合喷气控制力矩共同实现动量轮的动量管理，具体方法为：
根据动量轮累积模型及太阳光压力矩模型，以太阳翼一维驱动角为控制量，
其中，β为太阳翼驱动角度，Kp为比例项系数，Ki为积分项系数；
采用喷气卸载进行大范围的卸载保护，采用滞环卸载策略：
其中，Tonoff为推力器喷气信号，0为关，-1为负喷气，1为正喷气；hc为三轴中的任意轴的角动量，hn1为喷气卸载角动量上门限阈值，hn2为喷气卸载角动量下门限阈值。
针对动量轮为执行机构的探测器，建立姿态动力学模型为：
其中，J为3×3的矩阵，表示探测器本体的转动惯量；为探测器相对于惯性系的角速度在本体系下的表示；
如图2、3所示，太阳光压力矩：
其中，I0为太阳辐射常数，c为光速，A为太阳翼电池片面积，ψ为太阳翼电池面的法线矢量与太阳矢量的夹角，为为太阳翼电池面的法线矢量，
重力梯度力矩：
式中μ为中心天体引力常数，R为探测器至引力中心的距离，为引力中心到环绕器的矢径，J为3×3的矩阵，表示探测器本体的转动惯量。
喷气力矩：
式中
动量轮累积模型为：
其中喷气力矩
以火星探测配置为例，配置两翼太阳翼，安装在正负Y向，且均可以绕Y 轴一维转动，转动范围0°～360°，0度对应太阳翼法线指向-Z，270度对应太阳翼法线指向+X，长期飞行状态下，太阳翼角度为270°。单翼太阳翼面积20m2，考虑质心偏差10m。设置角动量卸载门限5Nms，巡航过程约15天需卸载一次。
采用基于太阳翼的闭环驱动角动量管理方案，设置太阳翼角度驱动限幅、 250°～290°，设置角动量卸载门限5Nms，巡航过程约40天需喷气卸载一次。相比于不进行角动量管理方案，卸载频次减少超过1/2。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。