CN103072703B

CN103072703B - 一种欠驱动的卫星进动控制方法

Info

Publication number: CN103072703B
Application number: CN 201310036403
Authority: CN
Inventors: 高益军; 王新民; 袁利; 贾宏; 柯旗; 李铁寿; 田科丰; 刘其睿; 王淑一; 曹永梅
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: CN103072703A

Abstract

一种欠驱动的卫星进动控制方法，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进动控制的方向和大小；（2）确定各喷气控制发动机所产生的喷气控制力矩和进动控制方向的几何关系，并选取喷气控制力矩在进动控制方向上分量最大的喷气控制发动机作为进动控制发动机；（3）在tz0+n*Ts+Ts/2-Tp/2时刻，使用进动控制发动机喷一个Tp宽度的脉冲进行一次进动控制，此后每间隔n个自旋周期Ts就使用进动控制发动机喷一个Tp宽度的脉冲进行一次进动控制，直至卫星的自旋轴到达目标自旋轴的方位。本发明采用脉冲调制进动控制策略，操作简便，同时可以减小进动控制所产生的章动。

Description

一种欠驱动的卫星进动控制方法

技术领域

本发明涉及一种卫星姿态控制方法。

背景技术

进动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、不能进行进动控制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，进动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进动方向有力矩，则属于全驱动进动控制，否则属于欠驱动进动控制，即所有的喷气发动机中，不存在仅在进动方向上有喷气力矩的发动机，或者说所有喷气发动机仅在进动方向存在大小不等的力矩分量。

卫星在进动控制过程中，如果卫星喷气控制属于欠驱动控制，若仍采用全驱动进动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进动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进动控制。

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进动控制方法。

本发明的技术解决方案是：一种欠驱动的卫星进动控制方法，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进动控制的方向和大小ΔH；

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

（3）将进动控制量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；每次调整时的调整方法为：从调整所在的卫星自旋周期的起始时刻开始计时，在Ts/2-Tp/2时刻使用所述的进动控制发动机喷一个持续时间为Tp的脉冲进行一次进动控制，T_p=ΔH_n/(T_jet·sinβ)，T_jet·sinβ为进动控制发动机所产生的喷气控制力矩在进动控制方向上的分量。

本发明与现有技术相比的优点在于：本发明方法首先确定进动控制的方向和大小，然后确定进动控制发动机，最后将进动控制量分成n次进行调整，每次调整时均在特定时刻使用进动控制发动机进行脉冲控制，调整方法简便，并且使用脉冲调制进动控制策略，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进动控制。

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、进动方向和喷气控制力矩几何关系示意图；

图4为本发明进动控制喷气相位示意图；

图5为本发明自旋周期确定方法和进动控制喷气时序示意图。

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进动方向不一致的欠驱动卫星，提供了一种工程可操作性强的、适用于进动控制的方法，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进动控制的方位和大小

卫星进动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方位即可确定卫星的进动控制方向。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进动控制方向的几何关系

如果发动机产生的力矩和进动方向一致，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进动方向不一致，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。如果发动机仅在进动方向满足上述关系式，则属于全驱动进动控制，否则属于欠驱动进动控制。

在欠驱动进动控制的情况下，需要分析可以用来进行进动控制的发动机产生的力矩大小和方向，及其和进动方向的几何关系。

（3）确定进行进动控制的喷气发动机

通过上述分析，选取进行进动控制的发动机，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进动控制方向完全一致的发动机作为进动控制发动机即可，这种方式属于常规方式。

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

（4）欠驱动进动控制

对于全驱动进动控制，可以采用常规策略进行控制。

对于喷气控制力矩与进动方向不一致的欠驱动卫星，需要利用力矩分量进行进动控制。为了减小产生的章动，本发明方法设计脉冲调制方式且喷气弧段极短，一次进动完成后，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进动控制。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、4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β，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·cosβ、与H垂直的分量大小为T_{jet_H垂直}=T_jet·sinβ。

假定初始时刻卫星处于纯自旋状态，自旋速度为ω_s，即卫星的角动量和自旋轴重合，则在卫星旋转到某相位角的Tp/2前后时间内进行喷气控制，所产生的进动角动量增量为：

由此可见，如果采用脉冲调制方式进行喷气且喷气弧段极短，则ΔH≈T_jet·sinβ·Tp，此时引起的章动角也很小，当卫星有较好的章动阻尼时，经过适当次数的脉冲喷气，总可以把卫星自旋轴方向进动控制到期望方向。

以利用数字太阳敏感器信息进行星上自主的进动控制为例，进动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周期Ts、确定喷气基准时刻tz0。

b.在tz0+n*Ts+Ts/2-Tp/2时刻喷一个Tp宽度脉冲进行进动控制，n、Ts和Tp可以地面注入修改。控后进行卫星状态监测。n*Ts表示间隔n个自旋周期（如n=1，则间隔1个周期）进行一次喷气控制。

c.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。

Ts和tz0的确定方法和喷气时序如图5所示。图中斜线表示数字太阳敏感器的测量输出，从负角度斜向上直至输出正角度，图中的横轴表示输出为0，连续两次过0的时间，即经过了一个自旋周期Ts，数字太阳敏感器的测量输出从负变正的时刻计为喷气基准时刻tz0，F_P=3的阴影区域表示喷气弧段，此时进行进动控制。

Tp、tz0和Ts均可以自主确定和自调整。单次的控制脉冲宽度Tp根据ΔH_n、ω_sTp和

的关系确定，工程上一般取ω_sTp≤δ，δ为喷气弧段阈值，即Tp≤δ/ω_s，而且满足T_p=ΔH_n/(T_jet·sinβ)，其中ΔH_n为本次将进行进动控制的大小。如果ΔH/(T_jet·sinβ)>δ/ω_s，最后一次喷气前喷气时间长度均可小于或等于δ/ω_s，如果δ=0.7，则

即进动控制的误差在2％内。

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进动控制方法，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进动控制量ΔΗ；

（3）将进动控制量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；每次调整时的调整方法为：从调整所在的卫星自旋周期的起始时刻开始计时，在Ts/2-Tp/2时刻使用所述的进动控制发动机喷一个持续时间为Tp的脉冲进行一次进动控制，T_p=ΔΗ_n/(T_jet·sinβ)，T_jet·sinβ为进动控制发动机所产生的喷气控制力矩在进动控制方向上的分量。