CN103217982A - 一种基于轮控模式的轨道控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于轮控模式的轨道控制方法，本发明针对太阳同步轨道卫星高精度轨道冻结的特点，在轨道控制中采用双频GPS和DORIS定轨+高精度星敏定姿+高精度轮控的控制方法，提高了卫星轨道控制精度，实现卫星的高精度轨道冻结任务，是以往从未采用过的卫星轨道控制方法。从2011年开始，本发明已经成功应用于多颗太阳同步轨道卫星的轨道控制，轨道控制精度达到世界先进水平，取得了良好的效果。

Description

一种基于轮控模式的轨道控制方法

技术领域

本发明涉及一种轨道控制方法，尤其涉及一种基于轮控模式的轨道控制方法，属于航天器轨道控制领域，涉及航天器高精度轨道控制、轨控中的姿态控制和动量管理。

背景技术

目前遥感卫星一般采用地面测轨、喷气姿态控制的变轨方法实现卫星的轨道控制和轨道维持，定姿方式采用传统的中等精度的红外定姿方法，对于采用星敏定姿、GPS定轨和动量轮进行变轨过程中的姿态控制的变轨方法未见报道。关于太阳同步轨道卫星的轨道控制方法的相关文献有：王旭东等在《航天控制》2000年18卷发表的“中国巴西地球资源卫星的轨道捕获和轨迹交会控制”介绍了中国巴西地球资源卫星一号高精度的太阳同步、回归冻结轨道控制策略和方案。赵坚在《中国空间科学技术》2004年24卷(4)发表的“太阳同步(准)回归轨道卫星的轨道保持方法研究”使用解析方法对太阳同步(准)回归轨道卫星动力学特性进行了研究,分析了非球摄动、大气阻力摄动和太阳引力谐振等主要摄动因素对太阳同步(准)回归轨道卫星的影响,并以此为依据对太阳同步(准)回归轨道卫星的轨道保持方法进行了探讨。朱俊等在《飞行器测控学报》2009年18卷(3)发表的“太阳同步轨道卫星初轨捕获策略研究”结合工程应用实际约束,针对具有回归、冻结等特性的太阳同步轨道,设计其初轨捕获策略。

随着我国遥感卫星对轨道的要求越来越高，为了完成太阳同步轨道卫星长期高精度轨道冻结定点的要求，采用传统的喷气姿态控制的轨道控制方法已经不能实现高精度遥感卫星的轨道控制要求，为此需要设计一种高精度的轨道控制方法，实现高精度遥感卫星的长期的轨道维持的任务需求。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种基于轮控模式的轨道控制方法，本发明采用双频GPS和DORIS定轨+高精度星敏定姿+高精度轮控的轨道控制方法，提高了卫星轨道控制精度。

本发明的技术解决方案是：一种基于轮控模式的轨道控制方法，步骤如下：

（1）地面根据接收的星上双频GPS和DORIS的定轨数据和试变轨目标轨道确定试变轨发动机组合、试变轨开始时刻和试变轨时间长度；

（2）变轨前，地面首先向卫星注入姿控指令使卫星运行在星敏陀螺定姿模式，并采用动量轮进行姿态控制，在由动量轮进行姿态控制过程中采用磁力矩器卸载动量轮的偏差角动量；

（3）地面再次向卫星注入姿控指令使双频GPS和DORIS的定轨数据引入卫星控制系统，星敏陀螺利用双频GPS和DORIS的定轨数据进行高精度定姿；

（4）地面将包含试变轨目标轨道、试变轨发动机组合、试变轨开始时刻和试变轨时间长度的试变轨指令注入到卫星，使卫星按照试变轨指令进行试变轨；

（5）在试变轨过程中，卫星运行在星敏陀螺定姿模式，星敏陀螺利用双频GPS和DORIS的定轨数据进行高精度定姿，定姿完成后由动量轮进行轨控过程中的姿态控制，再由磁力矩器卸载动量轮的偏差角动量；

（6）试变轨结束后，地面根据实时接收的双频GPS和DORIS定轨数据对轨控发动机进行标定，得到轨控发动机初始标定系数；

（7）地面根据实时接收双频GPS和DORIS的定轨数据、正式变轨目标轨道和轨控发动机初始标定系数确定正式变轨发动机组合、正式变轨开始时刻和正式变轨时间长度；

（8）地面将包含式变轨目标轨道、正式变轨发动机组合、正式变轨开始时刻和正式变轨时间长度的正式变轨指令注入到卫星，使卫星按照正式变轨指令进行变轨；

（9）在正式变轨过程中，卫星运行在星敏陀螺定姿模式，星敏陀螺利用双频GPS和DORIS的定轨数据进行高精度定姿，定姿完成后由动量轮进行轨控过程中的姿态控制，再由磁力矩器卸载动量轮的偏差角动量；

（10）正式变轨结束后，地面根据双频GPS和DORIS的定轨数据对轨控发动机进行正式标定，得到轨控发动机正式标定系数；

（11）在卫星运行过程中，如需再次变轨，地面根据实时接收双频GPS和DORIS的定轨数据、变轨目标轨道和轨控发动机上一次变轨后的标定系数确定变轨发动机、变轨开始时刻和变轨时间长度；然后按照步骤（9）-（10）的方法为后续变轨提供轨控发动机标定系数；

（12）直至轨道控制结束。

本发明与现有技术相比的有益效果是：本发明针对太阳同步轨道卫星高精度轨道冻结的特点，在轨道控制中采用双频GPS和DORIS定轨+高精度星敏定姿+高精度轮控的控制方法，提高了卫星轨道控制精度，实现卫星的高精度轨道冻结任务，是以往从未采用过的卫星轨道控制方法。从2011年开始，本发明已经成功应用于多颗太阳同步轨道卫星的轨道控制，轨道控制精度达到世界先进水平，取得了良好的效果。

附图说明

图1为本发明的实现流程图；

图2为变轨过程中轨道控制的原理图。

具体实施方式

轨控中的双频GPS和DORIS定轨：为了提高卫星轨道控制的精度，需要在制定变轨策略和变轨过程中使用高精度的定轨数据。双频GPS和DORIS的高精度定轨数据为确定卫星的变轨脉冲长度和轨控发动机标定提供依据，保证变轨策略的正确性，为此，控制分系统根据双频GPS和DORIS下行的定轨数据，采用高精度轨道外推的方法，确定卫星变轨前后的轨道，实现轨控发动机的标定和轨道策略的制定；同时为了减少轨控过程中姿态误差对轨道控制的影响，需要采用高精度的星敏感器进行姿态确定，这就需要双频GPS和DORIS提供高精度的定轨数据，为此，控制分系统通过1553B总线，实时接收双频GPS和DORIS提供的高精度轨道数据进行动态外推，提供星敏定姿所必须的高精度轨道数据。

轨控中的高精度星敏陀螺定姿：轨道控制过程中，采用双星敏陀螺自主定姿的方式实现卫星在轨道控制过程中的姿态确定，为轨控过程中的姿态控制提供高精度姿态信息。

对称式推力器布局：为了提高卫星的轨控能力，设计了采用4个轨控推力器围绕质心在安装面沿着本体轴对称布局的方式，通过地面注入，实现1个、2个或4个推力器不同组合的变轨方式。

轨控中的高精度轮控：为了保证卫星轨控发动机的精确标定、避免卫星姿控喷气对轨道控制精度的影响，提出了在变轨过程中，采用大容量动量轮进行喷气过程中的干扰角动量控制，利用磁力矩器对轨控的干扰角动量积累进行卸载，同时通过调整动量轮卸载阈值，实现轨道控制过程中无姿态喷气，确保卫星的推进剂消耗只用于轨道控制，实现卫星的高精度轨道冻结。

本发明将上述4个方案进行结合，形成了一种高精度高效率的轨道控制方法，为我国具有高精度轨道控制要求的卫星提供了一种重要手段，本发明的实施流程如图1所示，具体描述如下：

（1）地面根据接收的星上双频GPS和DORIS的定轨数据和试变轨目标轨道确定试变轨发动机组合、试变轨开始时刻和试变轨时间长度；地面根据接收到的星上双频GPS和DORIS的定轨数据和试变轨目标轨道，确定卫星轨道控制需要的理论调整量和开始轨控的位置，然后，根据发动机的比冲和压力，确定试变轨发动机的组合和试变轨时间长度；根据始轨控的位置确定试变轨开始时刻；

（2）变轨前，地面首先向卫星注入姿控指令使卫星运行在星敏陀螺定姿模式，并采用动量轮进行姿态控制，在由动量轮进行姿态控制过程中采用磁力矩器卸载动量轮的偏差角动量；

（3）地面再次向卫星注入姿控指令使双频GPS和DORIS的定轨数据引入卫星控制系统，星敏陀螺利用双频GPS和DORIS的定轨数据进行高精度定姿；

（4）地面将包含试变轨目标轨道、试变轨发动机组合、试变轨开始时刻和试变轨时间长度的试变轨指令注入到卫星，使卫星按照试变轨指令进行试变轨；

（5）在试变轨过程中，卫星运行在星敏陀螺定姿模式，星敏陀螺利用双频GPS和DORIS的定轨数据进行高精度定姿，定姿完成后由动量轮进行轨控过程中的姿态控制，再由磁力矩器卸载动量轮的偏差角动量；如图2所示，在试变轨过程中，卫星运行在星敏陀螺定姿模式，星敏陀螺利用双频GPS和DORIS的定轨数据获取卫星从惯性系到轨道系的转换矩阵，获取卫星高精度本体姿态信息，定姿完成后由动量轮进行轨控过程中的姿态控制，再由磁力矩器卸载动量轮的偏差角动量；

（6）试变轨结束后，地面根据实时接收的双频GPS和DORIS定轨数据对轨控发动机进行标定，得到轨控发动机初始标定系数；试变轨结束后，地面根据接收到的双频GPS和DORIS定轨数据和目标轨道进行比对，获得实际的变轨调整量，除以理论调整量即获得发动机的初始标定系数。

（7）地面根据实时接收双频GPS和DORIS的定轨数据、正式变轨目标轨道和轨控发动机初始标定系数确定正式变轨发动机组合、正式变轨开始时刻和正式变轨时间长度；

（8）地面将包含式变轨目标轨道、正式变轨发动机组合、正式变轨开始时刻和正式变轨时间长度的正式变轨指令注入到卫星，使卫星按照正式变轨指令进行变轨；

（9）在正式变轨过程中，卫星运行在星敏陀螺定姿模式，星敏陀螺利用双频GPS和DORIS的定轨数据进行高精度定姿，定姿完成后由动量轮进行轨控过程中的姿态控制，再由磁力矩器卸载动量轮的偏差角动量；在正式变轨过程中，卫星运行在星敏陀螺定姿模式，星敏陀螺利用双频GPS和DORIS的定轨数据获取卫星从惯性系到轨道系的转换矩阵，获取卫星高精度本体姿态信息，定姿完成后由动量轮进行轨控过程中的姿态控制，再由磁力矩器卸载动量轮的偏差角动量；

（10）正式变轨结束后，地面根据双频GPS和DORIS的定轨数据对轨控发动机进行正式标定，得到轨控发动机正式标定系数；

（11）在卫星运行过程中，如需再次变轨，地面根据实时接收双频GPS和DORIS的定轨数据、变轨目标轨道和轨控发动机上一次变轨后的标定系数确定变轨发动机、变轨开始时刻和变轨时间长度；然后按照步骤（9）-（10）的方法为后续变轨提供轨控发动机标定系数；

（12）直至轨道控制结束。

本发明未详细描述内容为本领域技术人员公知技术。

Claims (1)

1.一种基于轮控模式的轨道控制方法，其特征在于步骤如下：

（1）地面根据接收的星上双频GPS和DORIS的定轨数据和试变轨目标轨道确定试变轨发动机组合、试变轨开始时刻和试变轨时间长度；

（2）变轨前，地面首先向卫星注入姿控指令使卫星运行在星敏陀螺定姿模式，并采用动量轮进行姿态控制，在由动量轮进行姿态控制过程中采用磁力矩器卸载动量轮的偏差角动量；

（3）地面再次向卫星注入姿控指令使双频GPS和DORIS的定轨数据引入卫星控制系统，星敏陀螺利用双频GPS和DORIS的定轨数据进行高精度定姿；

（4）地面将包含试变轨目标轨道、试变轨发动机组合、试变轨开始时刻和试变轨时间长度的试变轨指令注入到卫星，使卫星按照试变轨指令进行试变轨；

（5）在试变轨过程中，卫星运行在星敏陀螺定姿模式，星敏陀螺利用双频GPS和DORIS的定轨数据进行高精度定姿，定姿完成后由动量轮进行轨控过程中的姿态控制，再由磁力矩器卸载动量轮的偏差角动量；

（6）试变轨结束后，地面根据实时接收的双频GPS和DORIS定轨数据对轨控发动机进行标定，得到轨控发动机初始标定系数；

（7）地面根据实时接收双频GPS和DORIS的定轨数据、正式变轨目标轨道和轨控发动机初始标定系数确定正式变轨发动机组合、正式变轨开始时刻和正式变轨时间长度；

（8）地面将包含式变轨目标轨道、正式变轨发动机组合、正式变轨开始时刻和正式变轨时间长度的正式变轨指令注入到卫星，使卫星按照正式变轨指令进行变轨；

（9）在正式变轨过程中，卫星运行在星敏陀螺定姿模式，星敏陀螺利用双频GPS和DORIS的定轨数据进行高精度定姿，定姿完成后由动量轮进行轨控过程中的姿态控制，再由磁力矩器卸载动量轮的偏差角动量；

（10）正式变轨结束后，地面根据双频GPS和DORIS的定轨数据对轨控发动机进行正式标定，得到轨控发动机正式标定系数；

（11）在卫星运行过程中，如需再次变轨，地面根据实时接收双频GPS和DORIS的定轨数据、变轨目标轨道和轨控发动机上一次变轨后的标定系数确定变轨发动机、变轨开始时刻和变轨时间长度；然后按照步骤（9）-（10）的方法为后续变轨提供轨控发动机标定系数；

（12）直至轨道控制结束。

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