CN112407336A - 一种利用姿态旋转进行干扰角动量自平衡的轨道控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种利用姿态旋转进行干扰角动量自平衡的轨道控制方法，属于航天器轨道控制技术领域。包括以下步骤：步骤一、建立卫星轨控任务姿态，并保持稳定；步骤二、绕推力矢量轴进行姿态旋转；步骤三、推力器工作进行轨控。本发明对于未装有姿控推力器或姿控推力器损坏的卫星，在卫星轨道控制任务中，令卫星的姿态绕推力器矢量轴进行旋转，能够保证卫星在推进干扰力矩持续作用的情况下，卫星各个轴的角动量始终控制在了一定范围内。使得卫星在仅有轨控推力器的情况下，轨控任务能够长时间持续工作，极大的提升了卫星的轨道控制能力。

Description

一种利用姿态旋转进行干扰角动量自平衡的轨道控制方法

技术领域

本发明涉及一种利用姿态旋转进行干扰角动量自平衡的轨道控制方法，属于航天器轨道控制技术领域。

背景技术

卫星轨道控制任务中，由于推力器安装误差的存在，轨控推力器工作时会产生干扰力矩。对于未装有姿控推力器或者姿控推力器损坏的卫星，轨控干扰力矩的累积产生的干扰角动量只能由卫星的角动量管理装置，如飞轮和控制力矩陀螺进行吸收。由于卫星的角动量管理装置能够吸收的角动量有限，推进干扰力矩产生的累积角动量会引起整星角动量的饱和，从而限制了轨控任务控制能力。

以往的卫星针对无姿控推力器的卫星的轨道控制任务优化，主要是在卫星完成角动量卸载或者偏置后进行轨控任务，尽量提高轨控任务中姿控系统吸收的干扰力矩累计角动量，而连续长时间的轨控任务会引起整星的角动量饱和，影响卫星的轨道控制能力。

发明内容

本发明的目的是提出一种利用姿态旋转进行干扰角动量自平衡的轨道控制方法，利用卫星在绕推力方向旋转过程中其余两轴角动量周期性交换的原理，将轨控任务中整星角动量控制在一定范围内，从而解决连续长时间的轨控任务会引起整星的角动量饱和，影响卫星的轨道控制能力的问题。

一种利用姿态旋转进行干扰角动量自平衡的轨道控制方法，所述轨道控制方法包括以下步骤：

步骤一、建立卫星轨控任务姿态，并保持稳定；

步骤二、绕推力矢量轴进行姿态旋转；

步骤三、推力器工作进行轨控。

进一步的，在步骤一中，具体的：卫星根据轨控任务需求，建立相对于轨道坐标系的姿态并保持稳定，所述轨道坐标系为：原点S为卫星质心；轴X_o在轨道平面内，垂直于卫星位置矢量，指向运动前方；轴Z_o在轨道平面内，指向地心；轴Y_o垂直于轨道平面向右。

进一步的，在步骤二中，具体包括两个旋转动作：

动作一、卫星沿着轨道运动，随着相位角度变化的姿态旋转，即卫星轨道坐标系相对于卫星轨道面参考惯性坐标系的旋转；

动作二、卫星绕着推力矢量方向姿态旋转，即卫星本体坐标系相对于卫星轨道坐标系的旋转，

所述两个旋转动作同时进行。

本发明的主要优点是：本发明的一种利用姿态旋转进行干扰角动量自平衡的轨道控制方法，对于未装有姿控推力器或姿控推力器损坏的卫星，在卫星轨道控制任务中，令卫星的姿态绕推力器矢量轴进行旋转，能够保证卫星在推进干扰力矩持续作用的情况下，卫星各个轴的角动量始终控制在了一定范围内。使得卫星在仅有轨控推力器的情况下，轨控任务能够长时间持续工作，极大的提升了卫星的轨道控制能力。

附图说明

图1为推力偏差示意图；

图2为卫星轨道面参考惯性坐标系和轨道相位角示意图；

图3为卫星姿态旋转示意图；

图4为轨控任务流程图；

图5为轨控任务中各轴角动量示意图；

图6为轨控任务中半长轴变化示意图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

轨道控制任务过程中，由于安装精度和推力器羽流的限制，轨控推力器的推力矢量无法严格通过质心。推力器工作会对星体产生干扰力矩，推力器的长弧段工作会产生累积的干扰角动量。

假设卫星推力器的推力标称值为f，由于推力角度偏差，推力器推力在卫星本体坐标系各个轴向上的分量如下：

参照图1所示，其中，[f_x,f_y,f_z]为推力器推力的分量，矩阵P为推力器安装坐标系相对于卫星本体坐标系的转换矩阵。

卫星推力器的干扰力矩取决于推力器的推力矢量和推力作用点。由于M＝L×F，因此各个轴上的干扰力矩为：

其中L＝[l_x,l_y,l_z]为推力器推力作用点在本体坐标系下坐标，M＝[M_x,M_y,M_z]为推力器在本体坐标系下的干扰力矩。

建立轨道面参考惯性坐标系如图2所示，其中原点O为地心；Y轴垂直于轨道平面，向右；X轴垂直于初始时刻卫星位置矢量指向运动前方。

参照图4所示，本发明提出了一种利用姿态旋转进行干扰角动量自平衡的轨道控制方法，所述轨道控制方法包括以下步骤：

步骤一、建立卫星轨控任务姿态，并保持稳定；

步骤二、绕推力矢量轴进行姿态旋转；

步骤三、推力器工作进行轨控。

进一步的，在步骤一中，具体的：卫星在轨进行轨控任务，卫星根据轨控任务需求，建立相对轨道坐标系的姿态并保持稳定，参照图2所示，所述轨道坐标系为：原点S为卫星质心；轴X_o在轨道平面内，垂直于卫星位置矢量，指向运动前方；轴Z_o在轨道平面内，指向地心；轴Y_o垂直于轨道平面向右。

进一步的，在步骤二中，具体包括两个旋转动作：

动作一、卫星沿着轨道运动，随着相位角度变化的姿态旋转，即卫星轨道坐标系相对于卫星轨道面参考惯性坐标系的旋转；

动作二、卫星绕着推力矢量方向姿态旋转，即卫星本体坐标系相对于卫星轨道坐标系的旋转，

所述两个旋转动作同时进行。

具体的，在不考虑外部干扰力矩的情况下，卫星的整体角动量在惯性坐标系中保持不变。假设在初始时刻，在轨道面参考惯性坐标系中卫星的角动量为H_i＝[H_ix,H_iy,H_iz]，其中H_ix,H_iy,H_iz分别为卫星在轨道面参考惯性坐标系X，Y，Z轴的角动量。

假设卫星的轨道角速度为ω_o，经过时间t卫星的相位角度为α＝ω_ot。此时在卫星轨道坐标系下的角动量H_o为：

H_o＝R_y(-α)H_i

其中，R_y为绕Y轴旋转的基元旋转矩阵。

参照图3所示，假设卫星推力器安装在-X方向上，轨道控制过程中，卫星在姿态三轴对地基础上绕X轴进行旋转。若旋转的角速度为ω_b，经过时间t卫星的旋转角度为β＝ω_bt。

此时卫星本体坐标系下的角动量H_b为：

H_b＝R_x(β)H_o＝R_x(β)R_y(-α)H_i

其中，R_x为绕X轴旋转的基元旋转矩阵。

在建立卫星绕轨控推力器轴进行旋转的姿态后，开启轨控推力器进行轨道控制任务。由于轨控任务过程中，推力作用点保持不变，推力器的推力矢量几乎不变。因此轨控任务过程中，推进干扰力矩M在卫星本体坐标系下可以认为是定值。

推进干扰力矩累计作用时间Δt，卫星本体角动量的变化为：ΔH_b＝MΔt，分解到各个坐标轴如下所示：

其中，H_b_ini为推力器工作初始时刻本体坐标系下的卫星角动量。

考虑卫星姿态绕推力矢量的旋转和卫星沿轨道的运动，将角动量转换至轨道面参考惯性坐标系下进行分析，如下式：

H_i＝R_y ^-1(-α)R_x ^-1(β)H_b

假设卫星在短时间δt内进行了轨控任务，则卫星在轨控任务前后的角动量变化如下：

H_i2＝R_y ^-1(-α-δα)R_x ^-1(β+δβ)H_b2

＝R_y ^-1(-α-δα)R_x ^-1(β+δβ)(H_b1+δH_b)

＝R_y ^-1(-α-δα)R_x ^-1(β+δβ)(R_x(β)R_y(-α)H_i1+δH_b)

其中H_i1，H_i2为轨控任务前后卫星在轨道面参考惯性坐标系的角动量；H_b1，H_b2为轨控任务前后卫星在本体坐标系的角动量。

上式可以简化如下：

H_i2＝R_x(β)R_y(-α)R_y ^-1(-α-δα)R_x ^-1(β+δβ)H_i1+R_y ^-1(-α-δα)R_x ^-1(β+δβ)δH_b

其中δα和δβ为极小值，上式可以化简为：

H_i2＝H_i1+R_y ^-1(-α-δα)R_x ^-1(β+δβ)δH_b

则

δH_i＝R_y ^-1(-α-δα)R_x ^-1(β+δβ)δH_b

由于轨道控制任务是连续的，因此对上式进行积分，结果如下：

∫dH_i＝∫R_y ^-1(-ω_ot)R_x ^-1(ω_bt)Mdt

＝∫R_y(ω_ot)R_x(-ω_bt)Mdt

将上式化简到各个轴上得到：

其中，各轴角动量的微分[dH_ix,dH_iy,dH_iz]的形式均为三角函数之和。根据三角函数的性质可知，三角函数的积分同样为周期性波动的三角函数。因此，轨控任务中轨道面参考惯性坐标系中，各个轴的角动量均在一定范围内波动，整星的角动量并未发散。进而将轨道面参考惯性坐标系各个轴的角动量转换至本体坐标系中，本体系下的各个轴的角动量同样在一定范围内波动。

因此，通过轨控任务中绕推力器矢量轴进行姿态旋转，保证了干扰角动量的自平衡，实现了轨控任务中的整星角动量管理，轨控任务可以持续进行。

以下为本发明的具体实施例：

某卫星质量为60kg，仅安装一个轨控推力器，推力大小为0.1N。推力器安装在卫星本体系-X方向，推力器推力在卫星本体坐标系各轴上的干扰力矩为[M_x,M_y,M_z]＝[0.014，1.55，-2.16]mN·m，卫星各轴最大的角动量控制能力为0.5N·m·s。

轨控任务中，推力器推力沿卫星本体+X方向。卫星首先建立三轴对地姿态，然后在姿态三轴对地的基础上，卫星绕轨道坐标系X轴方向转动，转动角速度为1°/s。推力器从卫星自转开始工作，轨控持续时间为5800s，约一个轨道周期。

轨控任务过程中，卫星各个轴的角动量如下图所示，可见各个轴的角动量均控制在了一定的范围之内。其中，X轴角动量的变化范围为：[-0.0681,0.0658]N·m·s，Y轴角动量的变化范围为：[-0.0789,0.256]N·m·s，Z轴角动量的变化范围为：[-0.0433,0.2914]N·m·s。三个轴的角动量变化范围均未超过卫星的各轴角动量控制能力，卫星能够在保证角动量不饱和的情况下持续的进行轨控任务。

参照图5所示，同时，X轴作为旋转轴，其角动量的变化主要由卫星姿态的随卫星轨道周期的长周期变化决定。而Y，Z轴，其角动量变化主要由随着X轴的自转的短周期变化决定。

参照图6所示，由于卫星始终绕推力矢量方向旋转，轨控任务中卫星推力矢量方向相对于轨道坐标系始终不变，因此姿态旋转不影响卫星的轨控效率。轨控过程中，卫星轨道半长轴的变化如下图所示。轨控任务中，轨道半长轴持续提升，半长轴控制量达到了17.56km。而不进行姿态旋转在固定的三轴对地姿态下直接进行轨控任务，当控制达到707m卫星角动量即达到饱和。因此，利用姿态旋转进行干扰角动量自平衡的轨道控制方法极大的提高的卫星的轨控能力。

本发明利用卫星在绕推力方向旋转过程中其余两轴角动量周期性交换的原理，提出了利用姿态旋转进行干扰角动量自平衡的轨道控制方法。该方法将轨控任务中整星角动量控制在一定范围内，连续长时间的轨控任务不会引起整星的角动量饱和，从而极大程度上提高了卫星的轨道控制能力。

Claims (3)

1.一种利用姿态旋转进行干扰角动量自平衡的轨道控制方法，其特征在于，所述轨道控制方法包括以下步骤：

步骤一、建立卫星轨控任务姿态，并保持稳定；

步骤二、绕推力矢量轴进行姿态旋转；

步骤三、推力器工作进行轨控。

2.根据权利要求1所述的一种利用姿态旋转进行干扰角动量自平衡的轨道控制方法，其特征在于，在步骤一中，具体的：卫星根据轨控任务需求，建立相对轨道坐标系的姿态并保持稳定，所述相对轨道坐标系为：原点S为卫星质心；轴X_o在轨道平面内，垂直于卫星位置矢量，指向运动前方；轴Z_o在轨道平面内，指向地心；轴Y_o垂直于轨道平面向右。

3.根据权利要求1所述的一种利用姿态旋转进行干扰角动量自平衡的轨道控制方法，其特征在于，在步骤二中，具体包括两个旋转动作：

动作一、卫星沿着轨道运动，随着相位角度变化的姿态旋转，即卫星轨道坐标系相对于卫星轨道面参考惯性坐标系的旋转；

动作二、卫星绕着推力矢量方向姿态旋转，即卫星本体坐标系相对于卫星轨道坐标系的旋转，

所述两个旋转动作同时进行。

Images