CN103116361B - 一种卫星动量轮控制下的变轨间隔确定方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种卫星动量轮控制下的变轨间隔确定方法，包括以下步骤：（1）计算动量轮能够承受的最大角动量变化；（2）获取轨控推力器带来的干扰力矩；（3）计算干扰角动量的幅值；（4）计算动量轮控制下的变轨时间间隔；（5）地面注入本次变轨序列的变轨数据块；（6）执行变轨。本发明方法在动量轮控制下进行，一方面不至于动量轮饱和，另一方面，本发明设计的变轨方式不需要姿控发动机喷气，仅仅需要轨控发动机喷气即可实现变轨，节省燃料。

Description

一种卫星动量轮控制下的变轨间隔确定方法

技术领域

本发明涉及一种卫星动量轮控制下的变轨间隔确定方法，属于卫星轨道控制领域。

背景技术

以往轨控发动机喷气产生的干扰力矩都是由喷气姿控发动机抵制，喷气姿态控制具有力矩大且无角动量的约束，一般可将干扰力矩带来的影响有效地控制下来，在全驱动控制方式下，通过三轴解耦控制方法实现对航天器的三轴控制。卫星在轨运行过程中，一旦因某种故障导致某一星体轴的喷气发动机无法正常工作时，则卫星喷气控制变为一个欠驱动控制问题，以往的喷气控制方法已经不适用，需要在“三轴轮控+磁卸载”的正常对地模式下，使用动量轮完成姿态控制以及轨控干扰力矩的吸收，实现轨道控制。在动量轮产生的控制力矩较小、轨控干扰力矩较大的情况下，如何确定轨道控制的变轨时间间隔，需要解决。国内外主要针对喷气姿控下的轨控变轨策略进行了较多的研究，而没有对卫星动量轮姿控下的轨控变轨策略进行研究。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出了一种卫星动量轮控制下的变轨间隔确定方法，在卫星喷气推进系统失去正常姿控功能的情况下，采用“三轴轮控+磁卸载”完成姿态控制以及轨控干扰力矩的吸收，给出轨道控制的变轨时间间隔确定方法，实现卫星的轨道控制。

本发明的技术解决方案是：

一种卫星动量轮控制下的变轨间隔确定方法，步骤如下：

（1）根据卫星动量轮的饱和角动量与标称工作角动量计算卫星动量轮能够承受的最大角动量变化值H_Wmax，该最大角动量变化值H_Wmax为饱和角动量与标称工作角动量之差；

（2）根据公式T_d=J·[ω(t+Δt)-ω(t)]/Δt计算卫星的轨控推力器产生的干扰力矩T_d，其中，Δt为轨控推力器的喷气时间，轨控推力器喷气前后的星体三轴角速度分别为ω(t)和ω(t+Δt)，J为卫星转动惯量；一般情况下，轨控推力器产生的干扰力矩T_d方向沿星体X轴或Z轴方向。

（3）确定一个轨道周期中轨控推力器允许产生的积累干扰角动量H_P的幅值；

（4）在满足n*△tp<T_p的条件下，通过公式T_in=T_s/n确定变轨时间间隔T_in，其中，n为每圈变轨次数，n=1，2，…，2N-1，T_s为卫星的轨道周期，N为正整数，△tp为喷气时间，T_p为一个轨道周期内的最长作用时间且有 $T_p=\frac{2\mathrm{\&pi;}{H}_P}{T_d};$

（5）地面将得到的变轨时间间隔T_in和喷气时间△tp注入到卫星上进行实时变轨。

所述步骤（3）中一个轨道周期中轨控推力器允许产生的积累干扰角动量H_P的幅值为

且

ω₀为卫星的轨道角速度。

所述步骤（3）中积累干扰角动量H_P的幅值小于所述卫星动量轮能够承受的最大角动量变化值H_Wmax。

本发明与现有技术相比具有如下优点：

（1）以往的变轨都是在喷气姿态控制的方式下进行，而本发明在动量轮控制下进行，一方面不至于动量轮饱和，另一方面，本发明设计的变轨方式不需要姿控发动机喷气，仅仅需要轨控发动机喷气即可实现变轨，节省燃料。

（2）以往的变轨往往采用一圈一次或两次的变轨方式，效率比较低。本发明考虑变轨工作效率，以节省变轨总时间，设计了多种变轨工作方式，有单圈单次变轨、单圈多次变轨、多圈多次连续变轨等。

附图说明

图1为本发明流程图。

具体实施方式

下面就结合附图对本发明做进一步介绍。

如图1所示，本发明提供的一种卫星动量轮控制下的变轨间隔确定方法步骤如下：

（1）根据卫星动量轮的饱和角动量与标称工作角动量计算卫星动量轮能够承受的最大角动量变化值H_Wmax，该最大角动量变化值H_Wmax为饱和角动量与标称工作角动量之差。

（2）获取轨控推力器带来的积累干扰力矩。

为获取轨控推力器带来的干扰力矩，先进行试变轨。试变轨原则：变轨次数为1次，变轨时间由△tp（一般小于5s）成倍逐步增加。试变轨有效(指姿态、角速度、轮子角动量变化满足预期)才允许进入正式变轨阶段。

在保证卫星安全的情况下，利用陀螺测量的星体角速度增量或动量轮转速变化求出发动机喷气时产生的干扰力矩大小T_d，喷气时间Δt设置需要考虑发动机喷气效率的影响，假设喷气前后由陀螺测量的星体三轴角速度分别为ω(t)、ω(t+Δt)，卫星转动惯量为J，则产生的干扰力矩为T_d=J·[ω(t+Δt)-ω(t)]/Δt，一般情况下，轨控推力器产生的干扰力矩T_d方向沿星体X轴或Z轴方向；

（3）计算一个轨道周期中轨控推力器允许产生的积累干扰角动量H_P的幅值。

计算轨控轨控扰动力矩产生的角动量，假设卫星的轨道角速度ω₀，推力器工作时只对星体+Z轴产生扰动力矩，t为时间，以相对起始时刻开始计算；t＝0的点为卫星在轨道上起始时刻的位置；θ为卫星相对于起始时刻的相位（θ∈(0,2π]）。则轨控扰动力矩产生的角动量为：

$H_x=T_d{\&Integral;}_0^{\frac{\mathrm{\&theta;}}{{\mathrm{\&omega;}}_0}}\sin {\mathrm{\&omega;}}_0\mathrm{tdt}=(\frac{1}{{\mathrm{\&omega;}}_0}-\frac{1}{{\mathrm{\&omega;}}_0}\cos \mathrm{\&theta;})T_d$

$H_z=-T_d{\&Integral;}_0^{\frac{\mathrm{\&theta;}}{{\mathrm{\&omega;}}_0}}\cos {\mathrm{\&omega;}}_0\mathrm{tdt}=-\frac{\sin \mathrm{\&theta;}}{{\mathrm{\&omega;}}_0}{T}_d$

在一个轨道圈内，Z轴和X轴干扰力矩积分产生的角动量按照正余弦规律不断交替变化。

将轨控起始时刻在星体的X轴方向建立起始偏置角动量。初始角动量的大小与上述积累角动量在惯性系X轴方向的常值

相等，方向与其该常值相反，干扰积累角动量表达式改写如下：

$H_x=-\frac{1}{{\mathrm{\&omega;}}_0}\cos \mathrm{\&theta;}\&CenterDot;T_d,$ $H_z=-\frac{\sin \mathrm{\&theta;}}{{\mathrm{\&omega;}}_0}{T}_d$

则一个轨道周期中轨控推力器允许产生的积累干扰角动量H_P的幅值为

且 $H_P<\frac{1}{{\mathrm{\&omega;}}_0}{T}_d.$

积累干扰角动量H_P的幅值小于所述卫星动量轮能够承受的最大角动量变化值H_Wmax，即 $\frac{1}{{\mathrm{\&omega;}}_0}{T}_d<H_{W\max }.$

（4）确定计算动量轮控制下的变轨时间间隔

考虑一个轨道周期内产生的积累角动量H_P需要小于动量轮系统吸收的角动量H_Wmax，由此得到轨控推力器在一个轨道周期内的最长作用时间为T_p。 $T_p=\frac{H_P}{\frac{1}{{\mathrm{\&omega;}}_0}{T}_d}\&CenterDot;\frac{2\mathrm{\&pi;}}{{\mathrm{\&omega;}}_0}=\frac{2\mathrm{\&pi;}{H}_P}{T_d}$

在满足n*△tp<T_p的条件下，通过公式T_in=T_s/n确定变轨时间间隔T_in，其中，n为每圈变轨次数，n=1，2，…，2N-1，T_s为卫星的轨道周期，N为正整数，△tp为喷气时间（试变轨期间一般小于5s）。

为了避免轨道控制对轨道偏心率的影响，变轨时间间隔T_in取值为1圈、1/2圈、1/4圈、1/8圈、1/16圈，1/2^N-1圈等，总变轨次数可以任意设定，比如1次、2次、…2^N-1次。

变轨间隔时间的长短决定了每圈的最多变轨次数。变轨方式由地面注入的间隔时间和总变轨次数决定，间隔时间和总变轨次数共同决定了需要单圈还是多圈变轨。

（5）地面注入本次变轨序列的变轨数据块，变轨数据块的内容包括：本变轨序列起始时刻（地面设定）、变轨的时间间隔T_in、总变轨次数(地面设定)、喷气时间△tp、所选用的轨控推力器组合（地面设定）。

星上按照时间开关机的方式自主执行变轨，本次轨控执行起始时间=注入的本变轨序列起始时刻+间隔时间*预定已执行次数，其中预定已执行次数=0、1、2、…、总变轨次数-1，喷气时间Δt_p满足n*Δt_p<T_p，，n为每圈变轨次数。

Claims (4)

1.一种卫星动量轮控制下的变轨间隔确定方法，其特征在于步骤如下：

（1）根据卫星动量轮的饱和角动量与标称工作角动量计算卫星动量轮能够承受的最大角动量变化值H_Wmax，该最大角动量变化值H_Wmax为饱和角动量与标称工作角动量之差；

（2）根据公式T_d=J·[ω(t+Δt)-ω(t)]/Δt计算卫星的轨控推力器产生的干扰力矩T_d，其中，Δt为轨控推力器的喷气时间，轨控推力器喷气前后的星体三轴角速度分别为ω(t)和ω(t+Δt)，J为卫星转动惯量；

（3）确定一个轨道周期中轨控推力器允许产生的积累干扰角动量H_P的幅值；

（4）在满足n*△tp<T_p的条件下，通过公式T_in=T_s/n确定变轨时间间隔T_in，其中，n为每圈变轨次数，n=1，2，…，2N-1，T_s为卫星的轨道周期，N为正整数，△tp为喷气时间，T_p为一个轨道周期内的最长作用时间且有 $T_p=\frac{2\mathrm{\&pi;}{H}_P}{T_d};$

（5）地面将得到的变轨时间间隔T_in和喷气时间△tp注入到卫星上进行实时变轨。

2.如权利要求1所述的一种卫星动量轮控制下的变轨间隔确定方法，其特征在于：所述步骤（2）中轨控推力器产生的干扰力矩T_d方向沿星体X轴或Z轴方向。

3.如权利要求1所述的一种卫星动量轮控制下的变轨间隔确定方法，所述步骤（3）中一个轨道周期中轨控推力器允许产生的积累干扰角动量H_P的幅值为且

ω₀为卫星的轨道角速度。

4.如权利要求1所述的一种卫星动量轮控制下的变轨间隔确定方法，其特征在于：所述步骤（3）中积累干扰角动量H_P的幅值小于所述卫星动量轮能够承受的最大角动量变化值H_Wmax。

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