CN103072701B

CN103072701B - 一种欠驱动的卫星消旋控制方法

Info

Publication number: CN103072701B
Application number: CN 201310036287
Authority: CN
Inventors: 王新民; 徐福祥; 张笃周; 马世俊; 张俊玲; 陈义庆; 席敦义; 刘杰; 雷拥军; 王胜刚; 袁军
Original assignee: Beijing Institute of Control Engineering
Current assignee: Beijing Institute of Control Engineering
Priority date: 2013-01-30
Filing date: 2013-01-30
Publication date: 2013-10-16
Anticipated expiration: 2033-01-30
Also published as: CN103072701A

Abstract

一种欠驱动的卫星消旋控制方法，步骤为：（1）利用姿态敏感器确定欠驱动卫星的初始自旋轴方位，并根据目标自旋轴方位确定消旋控制的方向和大小；（2）确定各喷气控制发动机所产生的喷气控制力矩和消旋控制方向的几何关系，并选取喷气控制力矩在消旋控制方向上分量最大的喷气控制发动机作为消旋控制发动机；（3）在消旋初期采用“整数倍个自旋周期全喷气”方式，在消旋末期则采用“对称点喷”方式，使用消旋控制发动机进行消旋控制，一次消旋完成后，应使星体自然阻尼一段时间，之后再进行下次的消旋控制，直至卫星的自旋轴到达目标自旋轴。本发明采用的消旋控制策略操作简便，同时可以减小消旋控制所产生的章动。

Description

一种欠驱动的卫星消旋控制方法

技术领域

本发明涉及一种卫星姿态控制方法。

背景技术

消旋控制一般用于自旋稳定卫星，许多卫星都采用自旋稳定方式来稳定姿态，其自旋轴与轨道平面垂直，这种姿态稳定方式的优点是简单且抗干扰能力强，当卫星受到恒定干扰力矩作用时，其自旋轴以等速漂移，而不是加速漂移。自旋稳定是利用卫星绕自旋轴旋转时具有的定轴性使自旋轴在无外力矩作用时在惯性空间保持方向不变的姿态稳定方式，当有外力作用时，自旋卫星角动量矢量的方向将以某一角速度进动，当瞬时旋转轴与自旋轴不重合时，自旋卫星会出现章动，为了保持自旋轴的定轴性，便需通过消耗卫星自身能量或者采用章动阻尼器把章动衰减掉。从动力学分析，内部有能量耗散的自旋卫星只有绕其最大惯量轴自旋才是稳定的，但是该情况下阻尼慢而且要求卫星为轴对称短粗形，因此自旋卫星通常需要采用主动控制系统来调整卫星姿态和自旋速度，以抵消干扰力矩影响或使自旋轴进动到预定姿态，另外还需对章动进行阻尼，消除卫星自旋轴的章动。特殊情况下，消旋控制也用于三轴稳定卫星的抢救过程。

卫星一般设计有喷气推进控制系统，轴向发动机产生自旋平面内的力矩，用于自旋轴进动即角动量方向控制；切向发动机用于控制转速即角动量大小(如启旋、消旋、转速保持等)；径向发动机用于变轨。自旋稳定卫星的自旋轴和喷气发动机的安装位置一般具有严格的几何关系，因此自旋卫星设计不仅要考虑构型，而且要沿轴向、切向和径向等三个方向配置喷气发动机等执行机构。如果总是存在有喷气发动机仅在消旋方向有力矩，则属于全驱动消旋控制，否则属于欠驱动消旋控制，即所有的喷气发动机中，不存在仅在消旋方向上有喷气力矩的发动机，或者说所有喷气发动机仅在消旋方向存在大小不等的力矩分量。

卫星在消旋控制过程中，如果卫星喷气控制属于欠驱动控制，若仍采用全驱动消旋控制的方法则无法达到控制目的，甚至危及卫星安全。国内外文献主要针对全驱动消旋控制进行了一系列研究，虽然国内外有在轨卫星故障和抢救的报道，但均没有涉及欠驱动的喷气消旋控制。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种针对喷气控制力矩与进动方向不一致的欠驱动卫星的消旋控制方法。

本发明的技术解决方案是：一种欠驱动的卫星消旋控制方法，步骤如下：

（1）利用姿态敏感器确定欠驱动卫星的初始自旋轴方位，并根据目标自旋轴方位确定消旋控制的方向和大小ΔH；

（2）确定各喷气控制发动机所产生的喷气控制力矩与消旋控制方向的几何关系，选取喷气控制力矩在消旋控制方向上分量最大的喷气控制发动机作为消旋控制发动机；

（3）将消旋控制量ΔH分成n次进行调整，每一次调整的大小为ΔH_n，n为正整数，如果n不小于2，则前后两次调整的时间间隔为整数倍个卫星自旋周期Ts；调整方法为：对于前k次调整，每一次都采用消旋控制发动机进行整个自旋周期全部喷气的方式进行消旋控制；对于后n-k次调整，每一次从调整所在的卫星自旋周期的起始时刻开始计时，在每隔Ts/2^N时刻使用所述的消旋控制发动机喷一个持续时间为Δt_n的脉冲，Δt_n=ΔH_n/(T_jet·cosα·2^N)，T_jet·cosα为消旋控制发动机所产生的喷气控制力矩在消旋控制方向上的分量，N为正整数。

本发明与现有技术相比的优点在于：本发明方法首先确定消旋控制的方向和大小，然后确定消旋控制发动机，最后将消旋控制量分成n次进行调整，每次调整时均在特定时刻使用消旋控制发动机进行控制，调整方法简便，并且使用“整数倍个自旋周期全喷气”方式或“对称点喷”方式的消旋策略，可以最大限度的减小章动的产生。本发明方法不仅适用于地面开环控制，也适用于星上自主闭环控制；不仅适用于全驱动控制方式，也适用于欠驱动控制方式；不仅适用于自旋稳定卫星，也适用于三轴稳定卫星抢救期间的消旋控制。

附图说明

图1为本发明实施流程图；

图2为本发明自旋轴和喷气发动机安装位置的典型几何关系示意图；

图3为本发明自旋轴、消旋方向和喷气控制力矩几何关系示意图；

图4为本发明消旋控制“对称点喷”方式喷气相位示意图。

具体实施方式

下面就结合附图对本发明做进一步介绍。

本发明针对喷气控制力矩与消旋方向不一致的欠驱动卫星，提供了一种工程可操作性强的、适用于消旋控制的方法，流程如图1所示，主要步骤如下：

（1）确定欠驱动卫星自旋轴和消旋控制的方位和大小

卫星消旋控制前要分析卫星初始自旋轴的方位和大小，自旋轴的方位和大小是根据姿态敏感器确定的，如太阳敏感器，确定方法一般采用几何法或代数法。根据初始自旋轴和目标自旋轴的大小即可确定卫星的消旋控制方向和大小。具体确定方法可参考《屠善澄，卫星姿态动力学与控制[M]，宇航出版社，2001》。

（2）确定各喷气控制发动机和消旋控制方向的几何关系

如果发动机产生的力矩和消旋方向一致，或者即便有分量但分量可以使用其它发动机产生的全部力矩来控制，则属于全驱动控制，该情况可以采用常规策略进行控制。如果发动机产生的力矩和消旋方向不一致，而且干扰力矩分量没有其它方向的发动机来控制，则属于欠驱动控制。两者一般根据姿态遥测数据确定，主要分析控制力矩和陀螺测量的响应是否一致，即是否满足

其中为由某方向陀螺计算的角速度、T_ci为由喷气推进系统产生的控制力矩、J_i为卫星惯量，x，y，z分别为切向轴、径向轴和自旋轴。如果发动机仅在消旋方向满足上述关系式，则属于全驱动消旋控制，否则属于欠驱动消旋控制。

在欠驱动消旋控制的情况下，需要分析可以用来进行消旋控制的发动机产生的力矩大小和方向，及其和消旋方向的几何关系。

（3）确定进行消旋控制的喷气发动机

通过上述分析，选取进行消旋控制的发动机，如果属于全驱动控制，则选取发动机的喷气控制力矩方向与消旋控制方向完全一致的发动机作为消旋控制发动机即可，这种方式属于常规方式。

而对于欠驱动控制的情况，则需要选取消旋控制分量大的发动机，即选取喷气控制力矩在消旋控制方向上分量最大的喷气控制发动机作为消旋控制发动机。

（4）欠驱动消旋控制

对于全驱动消旋控制，可以采用常规策略进行控制。

对于喷气控制力矩与消旋方向不一致的欠驱动卫星，需要利用力矩分量进行消旋控制。为了减小产生的章动，本发明方法设计“整数倍个自旋周期全喷气”方式或“对称点喷”方式的消旋策略，一次消旋完成后，应使星体自然阻尼一段时间（一般取1个自旋周期），衰减本次控制的章动角度，之后才可以进行下次的消旋控制。该方式可以星上自主闭环控制也可以采用地面指令控制的开环模式。

如图3所示，假设自旋轴H方向和喷气控制力矩T_jet方向的夹角为α，则喷气控制力矩T_jet与H平行的分量大小为T_{jet_H平行}=T_jet·cosα、与H垂直的分量大小为T_{jet_H垂直}=T_jet·sinα。由此可见，如果整个自旋周期均喷气或采用对称点喷方式，则T_{jet_H平行}将累积而T_{jet_H垂直}会抵消。发动机喷气Δt时间，则喷气控制产生的自旋轴角动量变化为ΔH=T_jet·Δt·cosα。由此可见，如果采用“整数倍个自旋周期全喷气”方式或“对称点喷”方式的消旋策略，则ΔH=T_jet·Δt·cosα，此时引起的章动角也很小，当卫星有较好的章动阻尼时，经过适当次数的喷气，总可以把卫星自旋轴消旋控制到期望大小。“整数倍个自旋周期全喷气”方式不难实现，即喷气时间为m*Ts，其中Ts为卫星自旋周期，m为整数个数。“对称点喷”方式则是在一个周期内喷气2^N次，其中N为整数，从调整所在的卫星自旋周期的起始时刻开始计时，在每隔Ts/2^N时刻使用所述的消旋控制发动机喷一个持续时间为Δt_n的脉冲，Δt_n=ΔH_n/(T_jet·cosα·2^N)，ΔH_n为消旋角动量，T_jet·cosα为消旋控制发动机所产生的喷气控制力矩在消旋控制方向上的分量。为了提高效率，一般在消旋初期采用“整数倍个自旋周期全喷气”方式，在消旋末期（接近目标自旋轴时）则采用“对称点喷”方式。

以利用数字太阳敏感器信息进行星上自主的消旋控制为例，消旋控制的基本策略如下：

a.根据数字太阳敏感器的测量数据确定卫星的自旋轴和自旋周期Ts。

b.在消旋初期采用“整数倍个自旋周期全喷气”方式，在tz0时刻开始进行消旋控制，发动机喷气时间为m*Ts。控后进行卫星状态监测。间隔1个周期再进行下一次喷气控制。

c.在消旋末期采用“对称点喷”方式，在tz0+k*Ts/2^N时刻进行消旋控制，k表示一个自旋周期内的喷气次序(k=0，1，…，2^N-1)，每次喷气时间为Δt_N=ΔH_N/(T_jet·cosα·2^N)，ΔH_N为消旋角动量。

d.利用遥测数据计算卫星自转轴与太阳矢量的夹角和卫星自转周期。

数字太阳敏感器的测量输出连续两次过0的时间，即经过了一个自旋周期Ts，喷气基准时刻tz0可由数字太阳敏感器过0时规定。N由喷气控制次数确定，章动衰减快，N可取大些。图4为一个自旋周期进行四次消旋控制的“对称点喷”方式示意图，阴影区域表示喷气弧段，此时进行消旋控制。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims

1.一种欠驱动的卫星消旋控制方法，其特征在于步骤如下：

（1）利用姿态敏感器确定欠驱动卫星的初始自旋轴方位，并根据目标自旋轴方位确定消旋控制量ΔΗ；

（3）将消旋控制量ΔΗ分成n次进行调整，每一次调整的大小为ΔΗ_n，n为正整数，如果n不小于2，则前后两次调整的时间间隔为整数倍个卫星自旋周期Ts；调整方法为：对于前k次调整，每一次都采用消旋控制发动机进行整个自旋周期全部喷气的方式进行消旋控制；对于后n-k次调整，每一次从调整所在的卫星自旋周期的起始时刻开始计时，在每隔Ts/2^N时刻使用所述的消旋控制发动机喷一个持续时间为Δt_n的脉冲，Δt_n=ΔH_n/（T_jet·cosα·2^N），T_jet·cosα为消旋控制发动机所产生的喷气控制力矩在消旋控制方向上的分量，N为正整数。