CN103112604A - 一种卫星轨道控制方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种卫星轨道控制方法，能够在偏航轴和滚动轴的其中一个轴的姿态控制发动机工作不正常情况下实现卫星的轨道控制，首先对姿态控制发动机工作正常的两个轴进行动量轮卸载条件判断，当满足动量轮卸载条件时，对姿态控制发动机工作正常的两个轴进行动量轮卸载，对姿态控制发动机工作不正常的轴采用动量轮进行姿态控制；当不满足动量轮卸载条件时，采用动量轮进行三轴姿态控制直至卫星三轴姿态角和角速度均小于设定的角度阈值和角速度阈值，然后计算轨道控制时间，轨道控制发动机按照所计算的轨道控制时间进行轨道控制。本发明的方法可实现欠驱动情况下的快速轨道机动。

Description

一种卫星轨道控制方法
技术领域
本发明涉及一种卫星轨道控制方法，可直接应用于具有欠驱动推力器和动量轮的卫星轨道控制领域。
背景技术
以往卫星的轨道控制大都是基于三轴姿态控制发动机喷气控制实现姿态稳定，或者在轨道控制发动机干扰力矩较小且轨道控制时间较短时，利用动量轮可吸收轨道控制干扰力矩时，利用轮控维持姿态稳定。但是，在对地定向的卫星姿态控制发动机故障（即出现欠驱动的情况）、轨道控制发动机干扰力矩较大且要求轨道调整量较大时，无法仅利用姿态控制发动机或者动量轮实现姿态稳定。
目前没有使用欠驱动推力器和动量轮实现大干扰力矩情况下的快速轨道控制方法。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是：针对轨道控制发动机工作时会产生较大干扰力矩，姿态控制发动机为欠驱动的情况且要求轨道调整量较大时，提出了一种基于姿态控制发动机和动量轮结合的卫星轨道控制方法，可实现欠驱动情况下的快速轨道机动。
本发明包括如下技术方案：一种卫星轨道控制方法，能够在偏航轴和滚动轴的其中一个轴的姿态控制发动机工作不正常情况下实现卫星的轨道控制，包括如下步骤：
（1）对姿态控制发动机工作正常的两个轴进行动量轮卸载条件判断，当满足动量轮卸载条件时，转入步骤（5）；当不满足动量轮卸载条件时，转入步骤（2）；
（2）采用动量轮进行三轴姿态控制；
（3）判断卫星三轴姿态角和角速度是否均小于设定的角度阈值和角速度阈值；如果卫星三轴姿态角和角速度均小于设定的角度阈值和角速度阈值则转入步骤（4）；否则转入步骤（2）；
（4）计算轨道控制时间，轨道控制发动机按照所计算的轨道控制时间进行轨道控制，在轨道控制结束后返回步骤（1）；
（5）对姿态控制发动机工作正常的两个轴进行动量轮卸载，对姿态控制发动机工作不正常的轴采用动量轮进行姿态控制；然后返回步骤（1）。
所述步骤（1）中，若当前角动量与标称角动量的差值大于设定的角动量偏差阈值，则满足动量轮卸载条件；若当前角动量与标称角动量的差值不大于设定的角动量偏差阈值，则不满足动量轮卸载条件。
所述轨道控制时间的根据如下公式计算：
t△=(Hz△-Hz-Iz*wz)/Tgz
其中：t△为轨道控制时间；Hz△为姿态控制发动机工作不正常的轴的动量轮的角动量阈值；Hz为姿态控制发动机工作不正常的轴的实际角动量；Iz为姿态控制发动机工作不正常的轴的转动惯量；wz为姿态控制发动机工作不正常的轴的角速度；Tgz为轨道控制发动机在姿态控制发动机工作不正常的轴上产生的干扰力矩。
本发明与现有技术相比具有如下优点：
本发明针对在偏航轴和滚动轴姿态控制发动机的其中一个轴工作不正常情况下、轨道控制发动机工作时产生较大干扰力矩的卫星，利用轨道罗盘原理，将偏航轴（或滚动轴）的干扰角动量转移到滚动轴（或偏航轴）上，并采用姿态控制发动机的推力器对工作正常两个轴的动量轮卸载，转移并消除干扰角动量。
本发明利用姿态控制发动机和动量轮结合进行轨道控制，在偏航轴有较大干扰力矩、姿态控制发动机为欠驱动且要求轨道调整量较大的情况下实现了在较短时间内的连续轨道控制。
附图说明
图1为本发明的卫星轨道控制方法的流程图。
图2为卫星控制系统的组成示意图。
图3为三轴的姿态角曲线示意图；图3a为滚动轴姿态角曲线示意图；图3b为俯仰轴姿态角曲线示意图，图3c为偏航轴姿态角曲线示意图；其中横坐标为时间（s），纵坐标为姿态角（度）。
图4为三轴的姿态角速度曲线示意图；图4a为滚动轴姿态角速度曲线示意图，图4b为俯仰轴姿态角速度曲线示意图，图4c为偏航轴姿态角速度曲线示意图；其中横坐标为时间（s），纵坐标为姿态角速度（度/秒）。
具体实施方式
下面就结合附图对本发明做进一步介绍。
所述欠驱动的情况为偏航或滚动姿态控制发动机工作不正常的情况，下面以偏航轴姿态控制发动机工作不正常、且轨道控制过程中产生偏航干扰力矩的情况为例进行说明，对于滚动轴的姿态控制发动机工作不正常的情况可类同。
如图1所示，本发明的卫星轨道控制方法步骤如下：
（1）对滚动、俯仰轴进行动量轮卸载条件判断；当满足动量轮卸载条件时，转入步骤（5）；当不满足动量轮卸载条件时，转入步骤（2）；
若当前角动量与标称角动量的差值大于设定的角动量偏差阈值，则认为满足动量轮卸载条件；若当前角动量与标称角动量的差值不大于设定的角动量偏差阈值，则认为不满足动量轮卸载条件。所述阈值根据动量轮可工作的范围确定。
（2）采用动量轮进行俯仰、偏航和滚动三轴姿态控制；
一般根据卫星姿态角偏差和角速度偏差，采用一定的控制律（如PID控制律）计算出三轴姿态控制所需的控制力矩，将控制力矩分配到三轴动量轮上，由动量轮产生控制力矩实现对三轴姿态的控制。
（3）判断卫星三轴姿态角和角速度是否均小于设定的角度阈值和角速度阈值；如果卫星三轴姿态角和角速度均小于设定的角度阈值和角速度阈值则转入步骤（4）；否则转入步骤（2）。
角度阈值根据轨道控制时的姿态要求(保证一定的轨道控制方向和效率)确定，一般取为1-3度的范围；
角速度阈值根据轨道控制时所需要的姿态稳定情况和系统可容忍的角动量偏差确定，例如角速度阈值可以为0.001rad/s。
（4）计算轨道控制时间，轨道控制发动机按照所计算的时间进行轨道控制，在轨道控制结束后返回步骤（1）。
轨道控制时间计算公式如下：
t△=(Hz△-Hz-Iz*wz)/Tgz
其中：t△为本次轨道控制时长；Hz△为偏航轴动量轮正常工作的角动量阈值；Hz为当前偏航轴动量轮角动量；Iz为卫星偏航轴转动惯量；wz为卫星偏航轴角速度；Tgz为轨道控制发动机轨道控制时产生的偏航干扰力矩。
以偏航姿态控制发动机故障为例，设轨道控制发动机轨道控制时产生的偏航干扰力矩Tgz为0.5Nm，若偏航轴动量轮当前角动量Hz为4Nms，动量轮正常工作的角动量阈值Hz△为10Nms，卫星偏航轴转动惯量为1000kgm2，卫星偏航角速度为0.001rad/s，则偏航轴可吸收的干扰角动量Hz△-Hz-Iz*wz为5Nms，计算出本次轨道控制发动机可工作时长为10s。
（5）对滚动、俯仰轴进行动量轮卸载，偏航轴采用动量轮进行偏航轴的姿态控制；然后返回步骤（1）。
对滚动轴的动量轮进行卸载的过程如下：根据该滚动轴的实际角动量与标称角动量的偏差采用如PI等控制方式计算动量轮的控制力矩，并送给动量轮，以期动量轮角动量向标称角动量接近；然后，将该滚动轴的姿态角偏差及角速度偏差作为喷气相平面控制的两个输入，计算出星体的喷气控制力矩，将上述喷气控制力矩送至滚动轴的姿态控制发动机，以抑制由上述动量轮角动量变化引起的星体姿态变化。对俯仰轴的动量轮进行卸载的过程同上。
由于偏航轴无姿态控制发动机，因此偏航轴的动量轮进行正常控制，保证偏航姿态和角速度稳定。
实施例
卫星控制系统组成如图2所示：执行机构由姿态控制发动机(16个1N推力器)、轨道控制发动机（2个20N推力器）、动量轮（5个25Nms的动量轮）组成，本发明中所述的卫星轨道控制方法在姿轨控计算机上运行。
某卫星入轨后，出现偏航轴姿态控制发动机不可用，导致卫星处于姿态控制发动机欠驱动的状态。同时该卫星的轨道控制发动机轨道控制时受羽流影响，产生卫星偏航轴较大的干扰力矩，约为0.5Nm。由于载荷正常工作的需要，该卫星必需抬高轨道55km至目标轨道，因此需要卫星在偏航欠驱动、轨道控制发动机干扰力矩较大的情况下进行连续轨道控制。
按照前面所述的方法进行连续自主轨道控制，选取动量轮卸载条件判断中的角动量与标称角动量的偏差阈值为5Nms，满足轨道控制的角速度阈值为0.005度/秒，角度阈值为2度，动量轮进行三轴姿态控制选取PID控制律。经仿真，在一个轨道周期内可连续进行16次轨道控制，每次轨道控制时长为10s，一个轨道周期内进行滚动方向的动量轮卸载次数为3次，动量轮卸载过程中卫星姿态角控制在2度以内，角速度在0.1度/秒以内，姿态稳定，轨道控制阶段姿态角及角速度曲线参见图3和图4。
本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。

Claims (3)

1.一种卫星轨道控制方法，能够在偏航轴和滚动轴的其中一个轴的姿态控制发动机工作不正常情况下实现卫星的轨道控制，包括如下步骤：
（1）对姿态控制发动机工作正常的两个轴进行动量轮卸载条件判断，当满足动量轮卸载条件时，转入步骤（5）；当不满足动量轮卸载条件时，转入步骤（2）；
（2）采用动量轮进行三轴姿态控制；
（3）判断卫星三轴姿态角和角速度是否均小于设定的角度阈值和角速度阈值；如果卫星三轴姿态角和角速度均小于设定的角度阈值和角速度阈值则转入步骤（4）；否则转入步骤（2）；
（4）计算轨道控制时间，轨道控制发动机按照所计算的轨道控制时间进行轨道控制，在轨道控制结束后返回步骤（1）；
（5）对姿态控制发动机工作正常的两个轴进行动量轮卸载，对姿态控制发动机工作不正常的轴采用动量轮进行姿态控制，然后返回步骤（1）。
2.如权利要求1所述的卫星轨道控制方法，其特征在于：
所述步骤（1）中，若当前角动量与标称角动量的差值大于设定的角动量偏差阈值，则满足动量轮卸载条件；若当前角动量与标称角动量的差值不大于设定的角动量偏差阈值，则不满足动量轮卸载条件。
3.如权利要求1所述的卫星轨道控制方法，其特征在于：
所述步骤（4）中的轨道控制时间根据如下公式计算：
t△=(Hz△-Hz-Iz*wz)/Tgz
其中：t△为轨道控制时间；Hz△为姿态控制发动机工作不正常的轴的动量轮的角动量阈值；Hz为姿态控制发动机工作不正常的轴的实际角动量；Iz为姿态控制发动机工作不正常的轴的转动惯量；wz为姿态控制发动机工作不正常的轴的角速度；Tgz为轨道控制发动机在姿态控制发动机工作不正常的轴上产生的干扰力矩。
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