CN110304279A - 一种电推进卫星的质心在轨标定补偿方法 - Google Patents

Abstract

一种电推进卫星的质心在轨标定补偿方法，包括步骤：1)当卫星进入地球静止轨道后，进入位置保持阶段，停止星上所有执行机构对卫星姿态的控制，根据卫星周电推进位保策略，分别依次开启各台电推力器；2)获取每台电推力器点火起止时刻卫星的姿态角速度；3)根据步骤2)获得的每台电推力器点火起止时刻卫星的姿态角速度，确定卫星质心偏移量；4)使用步骤3)确定的卫星质心偏移量更新卫星质心。本发明方法能够在轨自主补偿质心位置，工程技术易实现，在改善卫星的位保控制效果的同时，还提高了卫星的自主能力。

Description

一种电推进卫星的质心在轨标定补偿方法

技术领域

本发明涉及一种电推进卫星的质心在轨标定补偿方法，适用于采用四台电推力器呈对角线对称布局的航天器的质心位置在轨确定，以及基于质心位置的姿态、轨道控制。

背景技术

传统的卫星工程主要通过在地面计算、测量和试验的方式来确定卫星的质心位置，并将该位置信息以三轴坐标的形式写入星载软件中供卫星控制计算机调用，但是，测量误差的存在、卫星空间环境的变化、卫星推进剂的消耗、和卫星构型的改变都会对预置的质心位置产生影响，此时，一般通过地面人员对卫星在轨质心位置进行重新估算，然后通过遥控的方式重新写入星载计算机。传统方法存在的缺点在于：

1)地面计算一般以卫星质量模型和估算的剩余推进剂质量为依据，数学模型与在轨真实情况相比存在一定的不确定性；

2)需要采用星-地大回路的方式操作，需要地面测控人员计算并生成指令，卫星的自主程度不够。

除了传统的工程方法外，近年来公开发表的文献中卫星在轨质心确定方法的研究也比较多：有的通过加速度计等敏感器来确定卫星质心位置；有的通过化学推力器成对使用来确定横向质心位置；有的通过磁力矩器来确定卫星质心位置。上述这些方法存在的缺点主要体现在：

1)或者，对卫星的姿态扰动较大或者消耗的推进剂较多；

2)或者，需要增加额外的执行机构或者敏感器，增加了卫星的重量和复杂性，增加了成本；

3)或者，只考虑转动惯量，不考虑惯量积的影响，精度有限。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足之处，提供一种电推进卫星的质心在轨标定补偿方法，该方法能够提高卫星的自主能力，在轨获取质心位置，有利于提高定姿和定位精度，同时计算简单，工程实现容易。

本发明的技术解决方案是：

一种电推进卫星的质心在轨标定补偿方法，所述卫星的轨道为地球静止轨道，卫星采用电推进系统，包括步骤如下：

1)当卫星进入地球静止轨道后，进入位置保持阶段，停止星上所有执行机构对卫星姿态的控制，根据卫星周电推进位保策略，分别依次开启各台电推力器，每次仅开启一台电推力器；

2)获取每台电推力器点火起止时刻卫星的姿态角速度；

3)根据步骤2)获得的每台电推力器点火起止时刻卫星的姿态角和姿态角速度，确定卫星质心偏移量；

4)使用步骤3)确定的卫星质心偏移量更新卫星质心，获得更新后的卫星质心，使用更新后的卫星质心更新卫星周电推位保点火策略。

所述卫星的电推进系统包括关于卫星的设计质心中心对称的四个电推力器。

本发明与现有技术相比的优点在于：

1)本发明采用电推力器实现卫星的在轨自主质心位置计算，与采用化学推进系统测量卫星质心的方案比较，其对姿态回路产生的扰动小；

2)本发明采用在轨自主计算的质心位置更新位保策略，改善了卫星的位保控制效果，提高了卫星的自主能力，减轻了地面测控人员负担；

3)本发明采用陀螺进行测量，与利用磁力矩器或者加速度计的方案比较，其不受卫星轨道和星地距离的限制，且硬件实现成本较低。

附图说明

图1为一种典型的卫星电推力器配置与布局示意图；

图2为一种典型的电推力器周电推位保策略；

图3a为本发明电推进卫星停控窗口示意图；

图3b为本发明电推进卫星停控上下限示意图；

图4为本发明的电推进卫星质心位置的在轨计算与补偿流程框图；

图5为本发明方法流程图。

具体实施方式

电推力器作为一种可产生连续推力，且具有高比冲的推进设备，越来越受到长寿命卫星的青睐，正逐渐成为高轨道通信卫星的标准配置。目前，多数先进地球静止轨道(Geostationary Earth Orbit，GEO)卫星使用电推力器代替化学推进器来执行位置保持任务，例如：波音601HP和702平台、欧洲航天局ARTEMIS卫星、Loral公司的电推力卫星平台等等。电推力器的高比冲使得GEO卫星用于位置保持的推进剂消耗大大降低，具有良好的经济效益。

如图1所示，四台电推力器对角线布局是一种工程上技术成熟度较高的电推进卫星主流构型。采用这种构型的卫星可以使用电推力器实施东西位置保持、南北位置保持，在位置保持过程中可以选用单台推力器，也可以选用两台推力器同时工作，具有较大的灵活性。此外，当任意推力器发生故障时，四台电推力器也可以实现基于冗余的重构，具有较好的容错控制能力。

在实施电推位置保持之前，首先需要调节推力器的推力指向，使其通过卫星质心，这样当电推力器点火的时候就不会对卫星的姿态产生干扰。因此，整星质心位置的确定十分重要。

本发明一种电推进卫星的质心在轨标定补偿方法，所述卫星的轨道为地球静止轨道，卫星采用电推进系统，包括步骤如下：

1)当卫星进入地球静止轨道后，进入位置保持阶段，停止星上所有执行机构对卫星姿态的控制，根据卫星周电推进位保策略，分别依次开启各台电推力器，每次仅开启一台电推力器；

2)获取每台电推力器点火起止时刻卫星的姿态角速度；

3)根据步骤2)获得的每台电推力器点火起止时刻卫星的姿态角和姿态角速度，确定卫星质心偏移量；

4)使用步骤3)确定的卫星质心偏移量更新卫星质心，获得更新后的卫星质心，使用更新后的卫星质心更新卫星周电推位保点火策略，改善卫星使用电推力器完成自主位保的控制效果。

所述卫星的电推进系统包括关于卫星的设计质心中心对称的四个电推力器。

所述步骤3)确定卫星质心偏移量(ΔxΔyΔz)的方法，具体通过联立求解下列方程组来确定：

(φ_x φ_y φ_z)＝[(x_i y_i z_i)-(x₀ y₀ z₀)]×F_i，

其中，i≠j,k＝x,y,z，表示当第i台推力器点火时，卫星姿态角速度在卫星本体轴系k方向上的变化量，i＝1,2,3,4；表示当第j台推力器点火时，卫星姿态角速度在卫星本体轴系k方向上的变化量，j＝1,2,3,4；i,j＝1,2,3,4分别表示安装在卫星背地板西北(North West,NW)、东北(North East,NE)、西南(South West,SW)、东南(South East,SE)方向的推力器；

I_mn，m,n＝x,y,z，m≠n为卫星本体的三轴转动惯量积；

(x_i y_i z_i)，i＝1，2,3，4表示四台推力器的安装位置，(x₀ y₀ z₀)表示卫星质心位置的设计值；

其中，为第i台电推力器点火时在卫星本体轴三轴方向上产生的推力，由于四台推力器呈对角线对称安装，且推力大小相等，因此这四台推力器的三轴推力分量满足：

实施例1：

定义整星机械系：坐标轴的原点O指向卫星的质心，+X轴指向卫星东侧面板，+Y轴指向南侧帆板，与帆板转轴平行，+Z轴与X轴、Y轴构成右手坐标系，指向卫星的背地板方向。

四台电推力器对角线布局的方案如图1所示，四台电推力器均安装在整星背地板方向(-Z面)，每台电推力器均通过一台矢量调节机构与星体背地板连接，四台电推力器呈对角线布局，其位置相对于XOZ平面和YOZ平面均两两对称。因为机械系的X轴、Y轴将XOY平面划分为四个区间，所以四台电推力器可分别用西北(North West,NW)、东北(North East,NE)、西南(South West,SW)、东南(South East,SE)来表示。

在位置保持过程中，需要调节矢量调节机构，使四台电推力器的推力方向均通过卫星的质心，以避免对卫星的姿态产生影响。因此，本发明的具体实施方式如下：

1)如图2所示，针对以一周为一个控制周期单位的位置保持策略设计停控窗口。周位置保持策略为：每个控制周期的第一天由星上自主进行测轨并制定位置保持策略，在此期间卫星不进行位置保持控制。在剩余的六天时间内卫星每轨都进行数次的位置保持点火控制。位置保持点火如图2所示：采取每一轨均分为相隔180度的2个时段，通常一个时段在升交点附近，一个时段在降交点附近，每个时段各有2台推力器相继开机。

在此基础上的停控窗口的设计为：在每周的第二天，按照第一天规划的正常点火顺序进行点火，在四次点火期间，停止除电推力器之外的其他所有执行机构的姿态控制，同时设计姿态角超差限[θ_min θ_max]，角速度超差限[ω_min ω_max]，角动量超差限[h_min h_max]，θ、ω、h均为三轴矢量的形式，三者共同构成了停控窗口的边界，如图3a、图3b所示。若电推力器点火期间卫星姿态不超过边界条件，则停止姿态控制，若超过边界条件，则重启姿态控制，以保障卫星的安全。

2)在四次点火过程中即停控窗口内，均通过电推控制单元回采卫星的真实点火参数进行监控，同时采集并记录陀螺输出的点火前后卫星姿态角速度的变化量，即i＝1,2,3,4，为了提高精度，可以使用(但是不限于)星敏陀螺组合滤波、自回归移动平均(Auto Regressive Moving Average,ARMA)模型等方法来估计角加速度稳定时间和变化趋势如图4所示。

3)根据卫星的动力学方程，可以构造出如下方程组，联立方程组可以求解出卫星的质心位置：

其中，I_ij，i,j＝x,y,z，i≠j为卫星本体的三轴转动惯量积，(Δx Δy Δz)表示实际质心位置与理论质心位置的偏差，(F^x F^y F^z)为电推力器点火时在卫星本体轴三轴方向上产生的推力。Φ＝(φ_x φ_y φ_z)表示可通过已知的卫星总体布局参数计算的常量值：

Φ＝[(x_i y_i z_i)-(x₀ y₀ z₀)]×F_i，

其中，(x_i y_i z_i)，i＝1,2,3,4表示四台推力器的安装位置，(x₀ y₀ z₀)表示卫星的质心位置，F_i表示第i台推力器点火时产生的推力。

在求解上述联立方程组的过程中，可以但不限于分步骤先求出I_xy、I_xz和I_yz。再求Δx、Δy和Δz。I_xy、I_xz和I_yz的方程组具有如下的形式：

其中，C_i,i＝1…7表示可以通过前述测量值和计算得到的常量。

4)在轨更新卫星质心位置，补偿质心偏差。根据更新后的质心位置，可重新计算矢量调节结构的偏转角，重新调节矢量调节机构，让电推力器的推力经过更新后的质心位置，进行后续五天的位置保持操作。此外，对于星载软件中使用了转动惯量I_x、I_y、I_z和惯量积的情形，还可以通过求解下列方程组，更新在轨的转动惯量和惯量积：

5)完成本周期后续5天的电推位保，然后开始新的电推进位置保持周期。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (3)

1.一种电推进卫星的质心在轨标定补偿方法，所述卫星的轨道为地球静止轨道，卫星采用电推进系统，其特征在于，包括步骤如下：

1)当卫星进入地球静止轨道后，进入位置保持阶段，停止星上所有执行机构对卫星姿态的控制，根据卫星周电推进位保策略，分别依次开启各台电推力器，每次仅开启一台电推力器；

2)获取每台电推力器点火起止时刻卫星的姿态角速度；

3)根据步骤2)获得的每台电推力器点火起止时刻卫星的姿态角速度，确定卫星质心偏移量；

4)使用步骤3)确定的卫星质心偏移量补偿卫星质心，获得补偿后的卫星质心，使用更新后的卫星质心更新卫星周电推位保点火策略。

2.根据权利要求1所述的一种电推进卫星的质心在轨标定补偿方法，其特征在于，所述卫星的电推进系统包括关于卫星的设计质心中心对称的四个电推力器。

3.根据权利要求2所述的一种电推进卫星的质心在轨标定补偿方法，其特征在于，所述步骤3)确定卫星质心偏移量(Δx Δy Δz)的方法，具体通过联立求解下列方程组来确定：

(φ_x φ_y φ_z)＝[(x_i y_i z_i)-(x₀ y₀ z₀)]×F_i，

其中， 表示当第i台推力器点火时，卫星姿态角速度在卫星本体轴系k方向上的变化量，i＝1,2,3,4；表示当第j台推力器点火时，卫星姿态角速度在卫星本体轴系k方向上的变化量，j＝1,2,3,4；i,j＝1,2,3,4分别表示安装在卫星背地板西北方向的推力器、东北方向的推力器、西南方向的推力器、东南方向的推力器；

I_mn，m,n＝x,y,z，m≠n为卫星本体的三轴转动惯量积；

(x_i y_i z_i)表示四台推力器的安装位置，i＝1,2,3,4；(x₀ y₀ z₀)表示卫星质心位置的设计值；

其中，为第i台电推力器点火时在卫星本体轴三轴方向上产生的推力，由于四台推力器呈对角线对称安装，且推力大小相等，因此这四台推力器的三轴推力分量满足：