一种基于磁敏感器和星敏感器的全姿态捕获方法及其装置制造方法
【专利摘要】本发明一种基于磁敏感器和星敏感器的全姿态捕获方法包括：（1）通过陀螺获取卫星姿态的一角速度；（2）判断角速度是否在第一阈值范围之内，若不在，通过磁力矩器进行速率阻尼，以使角速度调整至第一阈值范围之内；（3）通过磁敏感器获取一太阳矢量；（4）判断卫星帆板法线与太阳矢量的夹角是否在一第二阈值范围，若不在，通过动量轮使卫星进行转动，以使夹角调整至第二阈值范围之内；（5）通过磁敏感器测量地球磁场强度矢量以获取卫星相对地球的一姿态角；（6）判断姿态角是否在第三阈值范围之内，若不在，通过动量轮使卫星进行转动，以使姿态角调整至第三阈值范围之内；（7）通过星敏感器获取卫星姿态四元数，以确定卫星的姿态信息。
【专利说明】一种基于磁敏感器和星敏感器的全姿态捕获方法及其装置
【技术领域】
[0001] 本发明涉及航天姿态控制【技术领域】，具体的说，是一种基于磁敏感器和星敏感器 的全姿态捕获方法及其装置。
【背景技术】
[0002] 卫星在运行过程中由于某种未知原因使其姿态发生异常，为了避免卫星失控，卫 星启用全姿态捕获模式，以保证卫星的安全性。在姿态捕获阶段，采用一个全视场有效的敏 感器对姿态捕获任务的完成是非常有必要的。另外能够获得精确的姿态信息，提供高精度 的敏感器也是必须的。目前全姿态捕获方法大多数是采用太阳敏感器测量姿态信息，但是 其会受到视场角（即指敏感器能够观察到的范围角度）和地影区的限制，因此，当全姿态捕 获模式需要在地影区实现或超出太阳敏感器的视场角时，敏感器信息就无效了，于是不能 完成姿态捕获任务，若卫星姿态发生翻滚，则会对卫星的安全构成威胁。
[0003] 有鉴于此，亟需提供一种基于磁敏感器和星敏感器的全姿态捕获方法及其装置， 以实现高精度、高可靠度的全姿态捕获。
【发明内容】
[0004] 本发明的目的在于，提供一种基于磁敏感器和星敏感器的全姿态捕获方法，其能 够在卫星姿态失控时，需要地面指令或者卫星自主启用全姿态捕获模式，并且使卫星恢复 至正常姿态。另外所述方法采用磁敏感器和星敏感器测量卫星的姿态信息，以互补上述两 种敏感器的优缺点，从而提升测量卫星姿态的精度，以保证卫星系统的可靠性。
[0005] 为实现上述目的，本发明提供一种基于磁敏感器和星敏感器的全姿态捕获方法， 包括以下步骤：（1)通过一陀螺获取卫星姿态的一角速度；（2)判断所述角速度是否在第一 阈值范围之内，若所述角速度不在所述第一阈值范围之内，则通过一磁力矩器进行速率阻 尼，以使所述角速度调整至所述第一阈值范围之内；（3)通过一磁敏感器测量地球磁场强 度矢量以解算获取一太阳矢量；（4)判断卫星帆板法线与所述太阳矢量的夹角是否在一第 二阈值范围，若所述夹角不在所述第二阈值范围之内，则通过一动量轮使卫星进行转动，以 使所述夹角调整至所述第二阈值范围之内；（5)通过所述磁敏感器测量地球磁场强度矢量 以获取卫星相对地球的一姿态角；（6)判断所述姿态角是否在一第三阈值范围之内，若所 述姿态角不在所述第三阈值范围之内，则通过所述动量轮使卫星进行转动，以使所述姿态 角调整至所述第三阈值范围之内；（7)通过一星敏感器获取卫星姿态四元数，以确定卫星 的姿态信息。
[0006] 作为可选的技术方案，在步骤（6)和步骤（7)之间进一步包括：（61)判断一星敏感 器是否在一预定时间内输出一卫星姿态四元数；（62)若在所述预定时间内无输出，则通过 动量轮的控制使得卫星转动，并返回执行步骤（61)。
[0007] 作为可选的技术方案，在步骤（62)中，所述动量轮包括滚动轴和俯仰轴，所述滚动 轴用于在所述预定时间内无输出时转动一第一转角，所述俯仰轴用于在所述预定时间内无 输出时转动一第二转角。
[0008] 作为可选的技术方案，在步骤（5)中，通过所述磁敏感器测量地球磁场矢量在卫 星本体坐标系的三个分量，并且根据所述三个分量通过一算法以计算卫星相对地球的姿态 角。
[0009] 作为可选的技术方案，在步骤（7)之后，进一步包括：根据所述姿态信息和太阳矢 量，控制卫星帆板对日定向。
[0010] 本发明的另一目的在于，提供一种基于磁敏感器和星敏感器的全姿态捕获装置， 包括：一角速度获取模块，用于通过一陀螺获取卫星姿态的一角速度；一角速度判断模块， 与所述角速度获取模块相连，用于判断所述角速度是否在第一阈值范围之内；一角速度调 整模块，与所述角速度判断模块相连，用于在所述角速度不在所述第一阈值范围之内，则通 过一磁力矩器进行速率阻尼，以使所述角速度调整至所述第一阈值范围之内；一太阳矢量 获取模块，与所述角速度调整模块相连，用于通过一磁敏感器测量地球磁场强度矢量以解 算获取一太阳矢量；一夹角判断模块，与所述太阳矢量获取模块相连，用于判断卫星帆板法 线与所述太阳矢量的夹角是否在一第二阈值范围；一夹角调整模块，与所述夹角判断模块 相连，用于若所述夹角不在所述第二阈值范围之内，则通过一动量轮使卫星进行转动，以使 所述夹角调整至所述第二阈值范围之内；一姿态角获取模块，与所述角速度调整模块相连， 用于通过所述磁敏感器测量地球磁场强度矢量以获取卫星相对地球的一姿态角；一姿态角 判断模块，与所述姿态角获取模块相连，用于判断所述姿态角是否在一第三阈值范围之内； 一姿态角调整模块，与所述姿态角判断模块相连，用于若所述姿态角不在所述第三阈值范 围之内，则通过所述动量轮使卫星进行转动，以使所述姿态角调整至所述第三阈值范围之 内；一卫星姿态获取模块，与所述姿态角调整模块相连，用于通过一星敏感器获取卫星姿态 四元数，以确定卫星的姿态信息。
[0011] 作为可选的技术方案，所述装置进一步包括：一卫星姿态判断模块，分别与一姿态 角调整模块和一卫星姿态调整模块相连，用于判断一星敏感器是否在一预定时间内输出一 卫星姿态四元数；所述卫星姿态调整模块，与卫星姿态获取模块相连，用于若在所述预定时 间内无输出，则通过所述动量轮的控制使得卫星转动。
[0012] 作为可选的技术方案，所述动量轮包括滚动轴和俯仰轴，所述滚动轴用于在所述 预定时间内无输出时转动一第一转角，所述俯仰轴用于在所述预定时间内无输出时转动一 第二转角。
[0013] 作为可选的技术方案，所述姿态角获取模块进一步包括：一磁场强度测量单元，用 于通过所述磁敏感器测量地球磁场矢量在卫星本体坐标系的三个分量；一姿态角计算单 元，与所述磁场强度测量单元相连，用于根据所述三个分量通过算法以计算卫星相对地球 的姿态角。
[0014] 作为可选的技术方案，所述装置进一步包括：一控制模块，与所述卫星姿态获取模 块相连，用于根据所述姿态信息和太阳矢量，控制卫星帆板对日定向。
[0015] 本发明的优点在于，在卫星发生姿态异常时通过执行全姿态捕获方法，以保证卫 星的安全性。该方法解决了卫星在任何位置发生姿态异常时敏感器所采集的信息为无效的 难题。通过引入高精度的敏感器，提高在姿态捕获过程中对卫星姿态测量的精准度。该方 法为全姿态捕获模式提供一种全新的思路，增强卫星的安全可靠性，有较好的工程应用前 景和推广价值。
【专利附图】
【附图说明】
[0016] 图1是本发明一实施例所述基于磁敏感器和星敏感器的全姿态捕获方法的步骤 流程示意图。
[0017] 图2A是本发明一实施例所述基于磁敏感器和星敏感器的全姿态捕获装置的架构 示意图。
[0018] 图2B是所述姿态角获取模块的架构示意图。
【具体实施方式】
[0019] 下面结合附图对本发明提供的一种基于磁敏感器和星敏感器的全姿态捕获方法 及其装置的【具体实施方式】做详细说明。
[0020] 参见图1所示，本发明提供一种基于磁敏感器和星敏感器的全姿态捕获方法，包 括以下步骤：S110、通过一陀螺获取卫星姿态的一角速度；S120、判断所述角速度是否在第 一阈值范围之内，若所述角速度不在所述第一阈值范围之内，则通过一磁力矩器进行速率 阻尼，以使所述角速度调整至所述第一阈值范围之内；S130、通过一磁敏感器测量地球磁场 强度矢量以解算获取一太阳矢量；S140、判断卫星帆板法线与所述太阳矢量的夹角是否在 一第二阈值范围，若所述夹角不在所述第二阈值范围之内，则通过一动量轮使卫星进行转 动，以使所述夹角调整至所述第二阈值范围之内；S150、通过所述磁敏感器测量地球磁场强 度矢量以获取卫星相对地球的一姿态角；S160、判断所述姿态角是否在第三阈值范围之内， 若所述姿态角不在所述第三阈值范围之内，则通过所述动量轮使卫星进行转动，以使所述 姿态角调整至所述第三阈值范围之内；S170、通过一星敏感器获取卫星姿态四元数，以确定 卫星的姿态信息；S180、根据所述姿态信息和太阳矢量，控制卫星帆板对日定向。
[0021] 以下将对上述步骤进行详细描述。
[0022] S110、通过一陀螺获取卫星姿态的一角速度。
[0023] 卫星在运行过程中，需要获取卫星的姿态信息。卫星的姿态信息是指卫星本体坐 标系相对于轨道系的三轴姿态角。当卫星运行正常时，卫星的角速度和姿态角在预定阈值 范围（例如第一阈值范围和第三阈值范围），则设置在卫星上的各敏感器所输出的信息为正 常。其中，敏感器包括磁敏感器、星敏感器、太阳敏感器等。而当卫星在运行过程中由于某种 原因使得卫星姿态异常，于是需要采用全姿态捕获模式。由于目前全姿态捕获模式多数是 采用太阳敏感器测量姿态信息，因而会受到视场角（是指敏感器所能够观察到的范围角度） 和地影区的限制。当全姿态捕获模式需要在地影区实现或超出太阳敏感器的视场角时，太 阳敏感器的信息就无效了，不能完成姿态捕获任务。因此，在本实施例中，通过步骤S110至 步骤S180的执行以有效解决现有技术全姿态捕获的问题。
[0024] 陀螺为一种用于测量角速度的敏感器。通过陀螺能够获得卫星姿态的角速度。
[0025] 所述角速度是影响执行全姿态捕获的一重要因素。当所述角速度较大时，会引起 卫星翻滚，影响其安全性，当角速度大于2° /s时，星敏感器会失效，并且角速度较大时也 会影响测量精度；当所述角速度较小时，几乎无影响。一般情况下，当卫星失控时，均为角速 度较大。当卫星稳定运行时，角速度几乎为零。
[0026] S120、判断所述角速度是否在第一阈值范围之内，若所述角速度不在所述第一阈 值范围之内，则通过一磁力矩器进行速率阻尼，以使所述角速度调整至所述第一阈值范围 之内。
[0027] 为了保证能够正确执行全姿态捕获，因此需要使所述角速度在第一阈值范围内。 当卫星不执行任务时，默认的角速度为零，误差范围+/-0.0Γ /s，角度范围+/_3°，此处 均指三轴姿态角。当所述角速度不在所述第一阈值范围内时，通过一磁力矩器进行速度阻 尼。其中，磁力矩器用于在卫星姿态及轨道控制系统中的直接动量控制、磁扰动补偿或为反 作用轮卸载提供动量。速度阻尼为是通过执行部件(例如磁力矩器）的作用，使卫星的角速 度减少。
[0028] S130、通过一磁敏感器测量地球磁场强度矢量以解算获取一太阳矢量。
[0029] 若太阳敏感器无法获取太阳矢量，则可以采用磁敏感器。由于磁敏感器的应用范 围广泛，且无视场限制，因此可以通过磁敏感器测量地球磁场强度矢量以解算获取一太阳 矢量。
[0030] S140、判断卫星帆板法线与所述太阳矢量的夹角是否在一第二阈值范围，若所述 夹角不在所述第二阈值范围之内，则通过一动量轮使卫星进行转动，以使所述夹角调整至 所述第二阈值范围之内。
[0031] 当所述夹角在第二阈值范围（例如90度）之内，则表示太阳捕获完成，即卫星进入 对日定向模式。
[0032] S150、通过所述磁敏感器测量地球磁场强度矢量以获取卫星相对地球的一姿态 角。
[0033] 由于磁敏感器的应用范围广泛，且无视场限制，因此可以通过磁敏感器测量地球 磁场强度矢量以获取卫星相对地球的一姿态角。所述姿态度是影响执行全姿态捕获的一重 要因素。当所述姿态度较大时，超出任务范围时，容易使卫星翻滚，常规情况下，姿态角为 零。当然，姿态角在不同任务段有不同的范围。
[0034] 在本实施例中，进一步通过所述磁敏感器测量地球磁场矢量在卫星本体坐标系的 三个分量，并且根据所述三个分量通过一算法以计算卫星相对地球的姿态角。由于地球磁 场强度相对地球是固定的，即磁场中任一点磁场感应强度的大小和方向是相对固定的，因 此，在磁敏感器不受视场限制的前提下，通过所述磁敏感器测量地球磁场矢量在卫星本体 坐标系的三个分量，并且根据所述三个分量通过一算法以计算卫星相对地球的姿态角。
[0035] S160、判断所述姿态角是否在第三阈值范围之内，若所述姿态角不在所述第三阈 值范围之内，则通过所述动量轮使卫星进行转动，以使所述姿态角调整至所述第三阈值范 围之内。
[0036] 为了保证能够正确执行全姿态捕获，因此需要使所述姿态角在预定的第三阈值范 围内。当卫星不执行任务时，默认的角度范围+/_3°，此处均指三轴姿态角当所述姿态角 不在所述第三阈值范围内时，通过一动量轮使卫星进行转动，以使所述姿态角调整至所述 第三阈值范围之内。
[0037] 虽然磁敏感器不受视场限制，能够做到全天候的测量，以获取姿态角或解算获取 太阳矢量，但是由于其自身姿态精度相对较低，因此为了能够获取卫星的精确姿态信息，在 此步骤中引入星敏感器。所述星敏感器虽然易受视场限制，但其自身姿态精度相对较高，于 是可以将星敏感器和磁敏感器两者相结合，形成互补，能够有效实现全姿态捕获的需求。
[0038] 在本发明的实施例中，进一步包括以下步骤：步骤S161 :判断一星敏感器是否在 一预定时间内输出一卫星姿态四元数；步骤S162 :若在所述预定时间内无输出，则通过动 量轮的控制使得卫星转动，并返回执行步骤S161。
[0039] 当所述磁敏感器测量地球磁场强度矢量，并获取卫星相对地球的一姿态角后，即 磁敏感器获得当前磁场方向时，判断星敏感器是否在一预定时间内输出一卫星姿态四元 数。其中所述预定时间可以为600s，该预定时间不限于此。在其他实施例中，所述预定时 间可以为其他预定时间，只需要符合实际测量需求即可。若在所述预定时间内无输出，则通 过动量轮的控制使卫星转动。为了保证可靠性，采用多次采样值判断的方式，从而能够避免 星敏感器的单次输出数据误判断的情况，而在设定时间内星敏感器的数据有效时才能够充 分说明星敏感器正常输出数据，姿态恢复正常。所述动量轮为一种卫星姿态控制系统中的 执行机构，其能够按照姿态控制系统的指令，提供合适的控制力矩，使卫星发生转动，从而 改变卫星姿态，校正卫星的姿态偏差，或完成某种预定的姿态调整。所述动量轮包括滚动轴 和俯仰轴，所述滚动轴用于在所述预定时间内无输出时转动一第一转角，所述俯仰轴用于 在所述预定时间内无输出时转动一第二转角。在本实施中，第一转角可以设定为55度，第 二转角可以设定为10度，上述第一转角和第二转角不限于此，可以根据实际情况做相对调 整。在本实施例中，若在滚动轴转动55度，俯视角转动10度之后，且等待星敏感器在600 秒内是否输出信息（即卫星姿态四元数)，若仍然无输出，则继续通过动量轮的滚动轴和俯 视轴转动相同的第一转角和第二转角，使得卫星转动，直至星敏感器输出卫星姿态四元数。
[0040] S170、通过一星敏感器获取卫星姿态四元数，以确定卫星的姿态信息。
[0041] 当星敏感器输出卫星姿态四元数，于是使用星敏感器定姿以确定卫星的姿态信 息，利用星敏感器的定姿精度高的特性，使得卫星姿态转到正常需要的状态，从而完成全姿 态捕获过程，进而实现高精度、高可靠性的全姿态捕获，也避免卫星姿态可能的翻转，降低 卫星所受到的安全威胁。
[0042] S180、根据所述姿态信息和太阳矢量，控制卫星帆板对日定向。
[0043] 根据所述姿态和太阳矢量，控制卫星帆板对日定向，从而保证能源供应。对日定向 完成后，等待地面注入精确的轨道数据，利用星敏感器确定卫星姿态，采用动量轮控制使卫 星三轴稳定的转入期望的姿态。
[0044] 参见图2A，本发明的另一目的，还提供一种基于磁敏感器和星敏感器的全姿态捕 获装置，包括：一角速度获取模块210、一角速度判断模块220、一角速度调整模块230、一太 阳矢量获取模块240、一夹角判断模块250、一夹角调整模块260、一姿态角获取模块270、一 姿态角判断模块280、一姿态角调整模块290、一卫星姿态判断模块2100、一卫星姿态调整 模块2110、一卫星姿态获取模块2120和一控制模块2130。
[0045] 在本发明的实施例中，所述角速度获取模块210,用于通过一陀螺（图中未示)获取 卫星姿态的一角速度。通过陀螺的信息并且根据一算法能够卫星姿态的角速度。所述角速 度是影响执行全姿态捕获的一重要因素。当所述角速度较大时，会引起卫星翻滚，影响其安 全性，当角速度大于2° /s时，星敏感器会失效，并且角速度较大时也会影响测量精度；当 所述角速度较小时，几乎无影响。一般情况下，当卫星失控时，均为角速度较大。当卫星稳 定运行时，角速度几乎为零。
[0046] 所述角速度判断模块220,与所述角速度获取模块210相连，用于判断所述角速度 是否在第一阈值范围之内。为了保证能够正确执行全姿态捕获，因此需要使所述角速度在 预定的第一阈值范围内。当卫星不执行任务时，默认的角速度为零，误差范围+/-0.0Γ / s，角度范围+/_3°，此处均指三轴姿态角。
[0047] 所述角速度调整模块230,与所述角速度判断模块220相连，用于在所述角速度不 在所述第一阈值范围之内，则通过一磁力矩器（图中未示）进行速率阻尼，以使所述角速度 调整至所述第一阈值范围之内。当所述角速度不在所述第一阈值范围内时，通过一磁力矩 器进行速度阻尼。其中，磁力矩器用于在卫星姿态及轨道控制系统中的直接动量控制、磁扰 动补偿或为反作用轮卸载提供动量。速度阻尼为是通过执行部件(例如磁力矩器）的作用， 使卫星的角速度减少。
[0048] 所述太阳矢量获取模块240,与所述角速度调整模块230相连，用于通过一磁敏感 器（图中未示)测量地球磁场强度矢量以解算获取一太阳矢量。由于磁敏感器的应用范围广 泛，且无视场限制，因此可以通过磁敏感器测量地球磁场强度矢量以解算获取一太阳矢量。
[0049] 所述夹角判断模块250,与所述太阳矢量获取模块240相连，用于判断卫星帆板法 线与所述太阳矢量的夹角是否在一第二阈值范围。
[0050] 所述夹角调整模块260,与所述夹角判断模块250相连，用于若所述夹角不在所述 第二阈值范围之内，则通过一动量轮（图中未示）使卫星进行转动，以使所述夹角调整至所 述第二阈值范围之内。当所述夹角在第二阈值范围(例如90度）之内，则表示太阳捕获完 成，即卫星进入对日定向模式。
[0051] 所述姿态角获取模块270,与所述夹角调整模块260相连，用于通过所述磁敏感器 测量地球磁场强度矢量获取卫星相对地球的一姿态角。可以通过磁敏感器测量地球磁场 强度矢量以获取卫星相对地球的一姿态角。所述姿态度是影响执行全姿态捕获的一重要 因素。当所述姿态度较大时，超出任务范围时，容易使卫星翻滚，常规情况下，姿态角为零。 当然，姿态角在不同任务段有不同的范围。参见图2B，作为可选的技术方案，所述姿态角获 取模块270进一步包括：一磁场强度测量单元271，用于通过所述磁敏感器测量地球磁场矢 量在卫星本体坐标系的三个分量；一姿态角计算单元272,与所述磁场强度测量单元271相 连，用于根据所述三个分量通过一算法以计算卫星相对地球的姿态角。由于地球磁场强度 相对地球是固定的，即磁场中任一点磁场感应强度的大小和方向是相对固定的，因此，在磁 敏感器不受视场限制的前提下，通过所述磁敏感器测量地球磁场矢量在卫星本体坐标系的 三个分量，并且根据所述三个分量通过一算法以计算卫星相对地球的姿态角。
[0052] 所述姿态角判断模块280,与所述姿态角获取模块270相连，用于判断所述姿态角 是否在第二阈值范围之内。
[0053] 所述姿态角调整模块290,与所述姿态角判断模块280相连，用于若所述姿态角不 在所述第三阈值范围之内，则通过所述动量轮使卫星进行转动，以使所述姿态角调整至所 述第三阈值范围之内。虽然磁敏感器不受视场限制，能够做到全天候的测量，以获取姿态 角，但是由于其自身姿态精度相对较低，因此为了能够获取卫星的精确的姿态信息，故引入 星敏感器（图中未示)。所述星敏感器虽然易受视场限制，但其自身姿态精度相对较高，于是 将星敏感器和磁敏感器两者相结合，形成互补，能够有效实现全姿态捕获的需求。当所述磁 敏感器测量地球磁场强度矢量，并获取卫星相对地球的一姿态角后，即磁敏感器获得当前 磁场方向时，判断星敏感器是否在一预定时间内输出一卫星姿态四元数。
[0054] 在本实施例中，所述卫星姿态判断模块2100和卫星姿态判断模块2110为可选组 件。其中，所述卫星姿态判断模块2100分别与姿态角调整模块290和卫星姿态调整模块 2110相连，用于判断一星敏感器是否在一预定时间内输出一卫星姿态四元数。所述卫星姿 态调整模块2110,与卫星姿态获取模块2120相连，用于若在所述预定时间内无输出，则通 过动量轮的控制使得卫星转动。
[0055] 为了保证可靠性，采用多次采样值判断的方式，从而能够避免星敏感器的单次输 出数据误判断的情况，而在设定时间内星敏感器的数据有效时才能够充分说明星敏感器正 常输出数据，姿态恢复正常。所述动量轮为一种卫星姿态控制系统中的执行机构，其能够按 照姿态控制系统的指令，提供合适的控制力矩，使卫星发生转动，从而改变卫星姿态，校正 卫星的姿态偏差，或完成某种预定的姿态调整。所述动量轮包括滚动轴和俯仰轴，所述滚动 轴用于在所述预定时间内无输出时转动一第一转角，所述俯仰轴用于在所述预定时间内无 输出时转动一第二转角。在本实施中，第一转角可以设定为55度，第二转角可以设定为10 度，上述第一转角和第二转角不限于此，可以根据实际情况做相对调整。在本实施例中，若 在滚动轴转动55度，俯视角转动10度之后，且等待星敏感器在600秒内是否输出信息（即 卫星姿态四元数)，若仍然无输出，则继续通过动量轮的滚动轴和俯视轴转动相同的第一转 角和第二转角，使得卫星转动，直至星敏感器输出卫星姿态四元数。
[0056] 所述卫星姿态获取模块2120,与所述卫星姿态调整模块2110相连，用于通过星敏 感器获取卫星姿态四元数，以确定卫星的姿态信息。在其他实施中，所述卫星姿态获取模块 2120可以与所述姿态角调整模块290相连（图中未示)。当星敏感器输出卫星姿态四元数， 于是使用星敏感器定姿以确定卫星的姿态信息，利用星敏感器的定姿精度高的特性，使得 卫星姿态转到正常需要的状态，从而完成全姿态捕获过程，进而实现高精度、高可靠性的全 姿态捕获。
[0057] 所述控制模块2130,与卫星姿态获取模块2120相连，用于根据所述姿态信息和太 阳矢量，控制卫星帆板对日定向。亦即，根据所述姿态和太阳矢量，控制卫星帆板（图中未 示)对日定向，从而保证能源供应。对日定向完成后，等待地面注入精确的轨道数据，利用星 敏感器确定卫星姿态，采用动量轮控制使卫星三轴稳定的转入期望的姿态。
[0058] 以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本【技术领域】的普通技术人 员，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为 本发明的保护范围。
【权利要求】
1. 一种基于磁敏感器和星敏感器的全姿态捕获方法，其特征在于，包括以下步骤： (1) 通过一陀螺获取卫星姿态的一角速度； (2) 判断所述角速度是否在第一阈值范围之内，若所述角速度不在所述第一阈值范围 之内，则通过一磁力矩器进行速率阻尼，以使所述角速度调整至所述第一阈值范围之内； (3) 通过一磁敏感器测量地球磁场强度矢量以解算获取一太阳矢量； (4) 判断卫星帆板法线与所述太阳矢量的夹角是否在一第二阈值范围，若所述夹角不 在所述第二阈值范围之内，则通过一动量轮使卫星进行转动，以使所述夹角调整至所述第 二阈值范围之内； (5) 通过所述磁敏感器测量地球磁场强度矢量以获取卫星相对地球的一姿态角； (6) 判断所述姿态角是否在一第三阈值范围之内，若所述姿态角不在所述第三阈值范 围之内，则通过所述动量轮使卫星进行转动，以使所述姿态角调整至所述第三阈值范围之 内； (7) 通过一星敏感器获取卫星姿态四元数，以确定卫星的姿态信息。
2. 根据权利要求1所述的基于磁敏感器和星敏感器的全姿态捕获方法，其特征在于， 在步骤（6)和步骤（7)之间进一步包括： (61) 判断一星敏感器是否在一预定时间内输出一卫星姿态四元数； (62) 若在所述预定时间内无输出，则通过所述动量轮的控制使得卫星转动，并返回执 行步骤（61)。
3. 根据权利要求2所述的基于磁敏感器和星敏感器的全姿态捕获方法，其特征在于， 在步骤（62)中，所述动量轮包括滚动轴和俯仰轴，所述滚动轴用于在所述预定时间内无输 出时转动一第一转角，所述俯仰轴用于在所述预定时间内无输出时转动一第二转角。
4. 根据权利要求1所述的基于磁敏感器和星敏感器的全姿态捕获方法，其特征在于， 在步骤（5)中，通过所述磁敏感器测量地球磁场矢量在卫星本体坐标系的三个分量，并且根 据所述三个分量通过一算法以计算卫星相对地球的姿态角。
5. 根据权利要求1所述的基于磁敏感器和星敏感器的全姿态捕获方法，其特征在于， 在步骤（7)之后，进一步包括： 根据所述姿态信息和太阳矢量，控制卫星帆板对日定向。
6. -种基于磁敏感器和星敏感器的全姿态捕获装置，其特征在于，包括： 一角速度获取模块，用于通过一陀螺获取卫星姿态的一角速度； 一角速度判断模块，与所述角速度获取模块相连，用于判断所述角速度是否在第一阈 值范围之内； 一角速度调整模块，与所述角速度判断模块相连，用于在所述角速度不在所述第一阈 值范围之内，则通过一磁力矩器进行速率阻尼，以使所述角速度调整至所述第一阈值范围 之内； 一太阳矢量获取模块，与所述角速度调整模块相连，用于通过一磁敏感器测量地球磁 场强度矢量以解算获取一太阳矢量； 一夹角判断模块，与所述太阳矢量获取模块相连，用于判断卫星帆板法线与所述太阳 矢量的夹角是否在一第二阈值范围； 一夹角调整模块，与所述夹角判断模块相连，用于若所述夹角不在所述第二阈值范围 之内，则通过一动量轮使卫星进行转动，以使所述夹角调整至所述第二阈值范围之内； 一姿态角获取模块，与所述角速度调整模块相连，用于通过所述磁敏感器测量地球磁 场强度矢量以获取卫星相对地球的一姿态角； 一姿态角判断模块，与所述姿态角获取模块相连，用于判断所述姿态角是否在一第三 阈值范围之内； 一姿态角调整模块，与所述姿态角判断模块相连，用于若所述姿态角不在所述第三阈 值范围之内，则通过所述动量轮使卫星进行转动，以使所述姿态角调整至所述第三阈值范 围之内； 一卫星姿态获取模块，与所述姿态角调整模块相连，用于通过一星敏感器获取卫星姿 态四元数，以确定卫星的姿态信息。
7. 根据权利要求6所述的基于磁敏感器和星敏感器的全姿态捕获装置，其特征在于， 所述装置进一步包括： 一卫星姿态判断模块，分别与一姿态角调整模块和一卫星姿态调整模块相连，用于判 断一星敏感器是否在一预定时间内输出一卫星姿态四元数； 所述卫星姿态调整模块，与卫星姿态获取模块相连，用于若在所述预定时间内无输出， 则通过所述动量轮的控制使得卫星转动。
8. 根据权利要求7所述的基于磁敏感器和星敏感器的全姿态捕获装置，其特征在于， 所述动量轮包括滚动轴和俯仰轴，所述滚动轴用于在所述预定时间内无输出时转动一第一 转角，所述俯仰轴用于在所述预定时间内无输出时转动一第二转角。
9. 根据权利要求6所述的基于磁敏感器和星敏感器的全姿态捕获装置，其特征在于， 所述姿态角获取模块进一步包括： 一磁场强度测量单元，用于通过所述磁敏感器测量地球磁场矢量在卫星本体坐标系的 三个分量； 一姿态角计算单元，与所述磁场强度测量单元相连，用于根据所述三个分量通过一算 法以计算卫星相对地球的姿态角。
10. 根据权利要求6所述的基于磁敏感器和星敏感器的全姿态捕获装置，其特征在于， 所述装置进一步包括： 一控制模块，与所述卫星姿态获取模块相连，用于根据所述姿态信息和太阳矢量，控制 卫星帆板对日定向。
【文档编号】B64G1/36GK104097791SQ201410283809
【公开日】2014年10月15日 申请日期:2014年6月24日 优先权日:2014年6月24日
【发明者】吴子轶, 阳应权, 万松, 李 东, 刘爽, 李晓红 申请人:上海微小卫星工程中心