CN112607065A - 一种基于电推进系统的高精度相位控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种基于电推进系统的高精度相位控制方法，涉及航空航天技术领域，包括定义坐标系，确定电推进系统进提供的卫星推力方向；对干扰力矩分析；确定相位漂移速度；确定轨道控制过程中的相位漂移；确定轨道控制稳定后的相位漂移；通过干扰力矩分析、采用开普勒定律计算控制量；采用反作用飞轮进行姿态控制和相对相位漂移速度法来计算相位变化，通过多步求和法进行相位监视，整个控制过程保证了卫星相位的控制精度，提高了相位保持的周期；实现了高精度的相位调整和保持，减少相位控制频次，降低工作人员劳动强度；解决了现有技术中小卫星星座构型调整过程中的相位控制精度不高，控制任务量繁重，构型保持控制周期短且频繁的问题。
Description
技术领域
本发明涉及航空航天技术领域，具体涉及一种基于电推进系统的高精度相位控制方法。
背景技术
随着微小卫星迅速发展，小卫星星座开始出现，小则几颗，大到成百上千颗，以固定的构型和布局来完成空间任务，其中的构型调整作为卫星星座实现的重要技术手段，但由于卫星数量之多且相位控制精度不高，造成了控制任务量繁重，构型保持控制周期短且频繁。如何在星座构型控制任务中减少控制频次，保持星座长期的稳定成为了关注点，提高相位控制精度是解决该问题的一种有效方法。因此，研究一种高精度的相位控制方法成为卫星星座发展的需要。目前，现有的卫星以电推进系统为推力的控制技术如下：
《电推进系统在静止轨道卫星平台上应用的关键技术》研究了电推进系统和化学推进系统组合应用于静止轨道卫星上，电推进系统用于卫星南北位置保持，化学推进系统为入轨，动量轮卸载和东西位置保持提供推力，也作为南北位置保持的备份，该方案可提高控制精度和节省推进剂。
《多任务模式电推进技术》论述了电推进技术在地球静止轨道卫星和深空探测器中的应用，该技术已成功应用于南北位置保持，并向南北位置保持和轨道转移等任务发展，由于电推进提供的推力较小，会导致转移时间非常长。
《国外全电推进卫星平台的发展及启示》论述了电推进系统可以每天自主进行卫星的轨道倾角和偏心率控制，提高了轨道控制精度，由于电推进的推力较小，对姿态干扰非常小，因此电推进系统很适合于姿态稳定度有特殊要求的激光通信卫星。
由于电推进系统控制精度高，姿态干扰非常小，使其在通信卫星领域成为发展的热点。电推进技术虽然在地球静止轨道卫星上的应用已经非常成熟，但是在低轨通信卫星的研究和应用较少，需要针对低轨卫星设计出一种基于电推进系统的高精度相位控制方法。
发明内容
本发明的目的是提出一种基于电推进系统的高精度相位控制方法，以解决现有技术中小卫星星座构型调整过程中的相位控制精度不高，且控制任务量繁重，构型保持控制周期短且频繁的问题。
为实现上述目的，本发明提供如下技术方案来实现：
一种基于电推进系统的高精度相位控制方法，其特征在于：包括如下步骤：
S1：定义坐标系，包括卫星质心坐标、轨道坐标系、地球惯性坐标系J2000；
S2：将电推进系统设计安装在轨道坐标系下的±X轴上，确定电推进系统提供的卫星推力方向；
S3：对干扰力矩分析，确定轨道控制的最大时长；
S4：确定相位漂移速度；
S5：确定轨道控制过程中的相位漂移，包括相位调整和相位刹车；
S6：确定轨道控制稳定后的相位漂移。
优选地：所述卫星质心坐标系，坐标原点在卫星的质心处，三坐标轴分别平行于星体安装坐标系的各坐标轴，并且方向一致，对地定向无姿态偏差时，与卫星轨道坐标系重合。
优选地：所述轨道坐标系，坐标原点为卫星质心，Y轴指向轨道角速度法向，Z轴指向地球中心，X轴与Y、Z轴成右手直角坐标系即飞行方向，此坐标系为对地定向基准。
优选地：所述地球惯性坐标系J2000，坐标系原点为地心，X轴指向平春分点2000年1月1日12时，Z轴指向平北极2000年1月1日12时，JD＝2451545.0，Y轴和X、Z轴构成右手直角坐标系，此坐标系也称为地球惯性坐标系J2000。
优选地：所述电推进系统提供的卫星推力方向Fs为
其中，i＝-1表示－X轴电推进工作，i＝1表示+X轴电推进工作。
优选地：所述干扰力矩分析采用三轴耦合力矩，所述三轴耦合力矩采用零动量飞轮吸收耦合力矩带来的角动量确定轨道控制的最大时长；所述三轴耦合力矩为：
其中，Fs为电推进系统提供的推动力，Li为整星质心偏移量；θi为推力矢量偏差；
为推力器几何安装偏差，其中i＝X,Y,Z；
所述飞轮角动量为：
Hfi＝τdit (2)
其中，t为推力器工作时长，根据此公式能够计算出在设计的最大轨道控制时长内需要的角动量飞轮。
优选地：所述相位漂移速度采用开普勒定律计算两颗星的高度差h来控制相位漂移速度；
所述两颗星的轨道周期差值为：
其中，两颗卫星的初始相位差为δ1，期望的相位差为δ2，期望的相位差偏差为Δδ，两颗星的轨道半长轴为a1和a2；
所述相位漂移为：
其中，
dt为相位漂移时长，单位s。若忽略轨道控制过程中的相位漂移，则每天的相位漂移为:
其中，
m为完成整个相位的调整天数；则根据算式(3)～(5)可以得出轨道高度差h。
优选地：所述轨道控制过程中的所述相位漂移通过电推进系统点火时长和方向，在点火过程中实时计算相位漂移量，具体实现过程如下：
设电推进总控制量为h，最小的控制量为Δh为步长，则每次以最小的控制量控制后的卫星角速度为
其中，i＝1,2,L k，
径向和横向的速度增量S、T为
设计的轨道为圆轨道，则e≈0，每次控制时间和总时长为
由于电推进系统控制时间较长，因此，电推进点火时长t内的相位变化为
其中，Tq为电推进点火前的轨道周期，Thi为最小控制量控制后的轨道周期；相位刹车时相位漂移
同理。
优选地：所述轨道控制稳定后的相位漂移通过轨道高度差h调整稳定后得出，具体实现过程如下：
当卫星的轨道高度调整了h稳定后，卫星相位变化为
其中，Th为控制量h后的轨道周期，td为相位偏移时长。则最终满足
当卫星带有微小推力的推进系统时，进行高精度的相位调整，可根据以上的设计算法进行实际的工程设计。
本发明的有益效果在于：
基于电推进系统的相位控制应用于卫星星座构型的调整和维持过程中，采用电推进系统来提高卫星的轨道控制精度；由于电推进系统推力小，控制周期较长，因此将相位控制过程分为三个过程，相位调整、相位稳定漂移和相位刹车，通过干扰力矩分析给出相位调整和刹车时的最大控制时长；在相位调整时间和控制时长约束下，采用开普勒定律计算控制量；相位调整和刹车控制过程中，采用反作用飞轮进行姿态控制和相对相位漂移速度法来计算相位变化，通过多步求和法进行相位监视，整个控制过程有效地保证了卫星相位的控制精度，提高了相位保持的周期；实现了高精度的相位调整和保持，减少相位控制频次，降低工作人员劳动强度，在微小卫星的组网上广泛应用具有很高的价值。
附图说明
图1为本发明的一种基于电推进高精度相位控制方法的电推进安装示意图；
图2为本发明的一种基于电推进高精度相位控制方法的轨道控制图框
图3为本发明的一种基于电推进高精度相位控制方法的具体实施例中的相位调整和相位刹车过程中的相位变化；
图4为本发明的一种基于电推进高精度相位控制方法的具体实施例中的轨道控制稳定后的相位变化；
图5为本发明的一种基于电推进高精度相位控制方法的具体实施例中的两颗卫星控制过程示意图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将对本发明的技术方案进行详细的描述。显然，所描述的实施例仅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的前提下所得到的所有其它实施方式，都属于本发明所保护的范围。
一种基于电推进高精度相位控制方法，参照图1所示，定义设计过程中需要用到的坐标系，包括卫星质心坐标系、轨道坐标系和地球惯性坐标系J2000；卫星质心坐标系是指固连于卫星的直角坐标系，亦称控制坐标系，坐标原点在卫星的质心处，三坐标轴分别平行于星体安装坐标系的各坐标轴，并且方向一致，对地定向无姿态偏差时，与卫星轨道坐标系重合。轨道坐标系是指直角坐标系，其坐标原点为卫星质心，Y轴指向轨道角速度法向，Z轴指向地球中心，X轴与Y、Z轴成右手直角坐标系飞行方向，此坐标系为对地定向基准。地球惯性坐标系地球第一赤道惯性坐标系是指直角坐标系，坐标系原点为地心，X轴指向平春分点2000年1月1日12时，Z轴指向平北极2000年1月1日12时，JD＝2451545.0，Y轴和X、Z轴构成右手直角坐标系，此坐标系也称为地球惯性坐标系J2000。电推进坐标系安装在轨道控制坐标系下的±X轴上，电推进坐标系设计的好处在于轨道高度控制、相位控制与保持控制任务时，不影响载荷任务工作，电推进提供的卫星的推力Fs为：
其中，i＝-1表示－X轴电推进工作，i＝1表示+X轴电推进工作，由于在轨道控制过程中，不需要调整卫星姿态，只要卫星上能源充足，则可以同时进行载荷任务和轨道控制任务，提高了工作效率。
参照图2所示，对干扰力矩分析，采用三轴耦合力矩；实际轨道控制任务中，由于存在推力方向偏斜、质心偏移、推力器安装偏差等因素，轨控的推力会对整星产生姿态耦合力矩，导致卫星的姿态发生变化，根据推进分系统研制方和卫星结构分系统提供的输入，分析轨控推力器对姿态的耦合影响，三轴耦合力矩为
其中，Fs为电推进系统提供的推动力，Li为整星质心偏移量；θi为推力矢量偏差；
为推力器几何安装偏差，其中i＝X,Y,Z；
根据求得星体质心坐标系的X、Y、Z三个方向耦合力矩，采用零动量飞轮去吸收耦合力矩带来的角动量，因此对零动量飞轮的指标要求相对较高，否则轨道控制过程中，飞轮若饱和，对卫星姿态就失去控制能力。则飞轮角动量为：
Hfi＝τdit (2)
其中，t为推力器工作时长，根据公式能够计算出在设计的最大轨道控制时长内需要的角动量飞轮。
参照图2所示，相位漂移速度采用开普勒定律计算两颗星的高度差h来控制相位漂移速度，具体操作过程如下：
两颗卫星的初始相位差为δ1，期望的相位差为δ2，期望的相位差偏差为Δδ，两颗星的轨道半长轴为a1和a2；要将初始相位差调整到，则需要调整两颗星的高度差来控制相位漂移速度，两颗星的轨道周期差值为：
则相位漂移为：
其中，
dt为相位漂移时长，单位s。若忽略轨道控制过程中的相位漂移，则每天的相位漂移为
其中，
m为完成整个相位的调整天数。则根据公式(3)～(5)可以得出轨道高度差h。
进一步地，由于电推进系统提供的推力较小，毫牛的量级，控制的时间较长，因此，需要轨道控制过程中的相位漂移和轨道控制稳定后的相位漂移；轨道控制过程中的相位漂移具体操作步骤如下：
设电推进总控制量为h，最小的控制量为Δh为步长，则每次以最小的控制量控制后的卫星角速度为
其中，i＝1,2,L k，
径向和横向的速度增量S、T为
设计的轨道为圆轨道，则e≈0，每次控制时间和总时长为
由于电推进系统控制时间较长，因此，电推进点火时长t内的相位变化为
其中，Tq为电推进点火前的轨道周期，Thi为最小控制量控制后的轨道周期；相位刹车时相位漂移
同理。
进一步地，轨道控制稳定后的相位漂移具体操作步骤如下：
当卫星的轨道高度调整了h稳定后，卫星相位变化为
其中，Th为控制量h后的轨道周期，td为相位偏移时长。则最终满足
当卫星带有微小推力的推进系统时，进行高精度的相位调整，可根据以上的设计算法进行实际的工程设计。
实际操作中，参照如下具体实施案例：
卫星系统安装了25mN的电推进系统，通过电推进系统来实现星间相位分布。电推进系统的安装偏差如表1所示。
表1电推进安装偏差
根据公式(1)可知，在X，Y，Z轴三个方向产生的力矩为0.00025Nm,选用的飞轮角动量为3Nms,可保证在12000s时间内卫星的姿态稳定。
卫星S1和S2的质量为200kg，轨道信息如表2所示，采用J2模型轨道递推，两颗星在同一个轨道面上，相位要求如表3所示。
表2卫星轨道信息
表3卫星相位要求
要求在16天内完成初始相位到期望相位的调整，通过公式(3)～(5)可得需要调整的轨道高度控制量为868m，控制时长为3760s，则控制过程中相位漂移情况如图3所示。
参照图3所示，给出了两颗星的相位差随着轨道高度变化的情况，电推进点火进行相位调整，点火时长为3760s，将卫星S1的轨道高度抬高868m，整个过程中相位漂移了0.0218°，相位刹车时同样漂移了0.0218°。当抬高到868m时，卫星S1在该轨道上进行相位漂移如图4所示。
参照图4所示，给出了卫星S1在600.868km的轨道高度上进行相位漂移，漂移速度为1°/天，漂移了14.956天，相位变化了14.916°。
参照图5所示，则整个控制过程中共花了15.043天，相位变化了14.96°，相位控制误差为0.04°，该误差小于0.1°，满足设计要求。目前微小卫星组网时的相位控制精度能达到0.5°，而本发明设计的相位控制算法通过仿真验证可将精度提高到0.1°以内，可见，本发明设计的相位控制算法有效可行。
以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。
Claims (9)
1.一种基于电推进系统的高精度相位控制方法，其特征在于：包括如下步骤：
S1：定义坐标系，包括卫星质心坐标、轨道坐标系、地球惯性坐标系J2000；
S2：将电推进系统设计安装在轨道坐标系下的±X轴上，确定电推进系统提供的卫星推力方向；
S3：对干扰力矩分析，确定轨道控制的最大时长；
S4：确定相位漂移速度；
S5：确定轨道控制过程中的相位漂移，包括相位调整和相位刹车；
S6：确定轨道控制稳定后的相位漂移。
2.根据权利要求1所述的一种基于电推进系统的高精度相位控制方法，其特征在于：所述卫星质心坐标系，坐标原点在卫星的质心处，三坐标轴分别平行于星体安装坐标系的各坐标轴，并且方向一致，对地定向无姿态偏差时，与卫星轨道坐标系重合。
3.根据权利要求1所述的一种基于电推进系统的高精度相位控制方法，其特征在于：所述轨道坐标系，坐标原点为卫星质心，Y轴指向轨道角速度法向，Z轴指向地球中心，X轴与Y、Z轴成右手直角坐标系即飞行方向，此坐标系为对地定向基准。
4.根据权利要求1所述的一种基于电推进系统的高精度相位控制方法，其特征在于：所述地球惯性坐标系J2000，坐标系原点为地心，X轴指向平春分点2000年1月1日12时，Z轴指向平北极2000年1月1日12时，JD＝2451545.0，Y轴和X、Z轴构成右手直角坐标系，此坐标系也称为地球惯性坐标系J2000。
5.根据权利要求1所述的一种基于电推进系统的高精度相位控制方法，其特征在于：所述电推进系统提供的卫星推力方向Fs为
其中，i＝-1表示－X轴电推进工作，i＝1表示+X轴电推进工作。
6.根据权利要求1所述的一种基于电推进系统的高精度相位控制方法，其特征在于：所述干扰力矩分析采用三轴耦合力矩，所述三轴耦合力矩采用零动量飞轮吸收耦合力矩带来的角动量确定轨道控制的最大时长；所述三轴耦合力矩为：
其中，Fs为电推进系统提供的推动力，Li为整星质心偏移量；θi为推力矢量偏差；
为推力器几何安装偏差，其中i＝X,Y,Z；
所述飞轮角动量为：
Hfi＝τdit (2)
其中，t为推力器工作时长，根据公式能够计算出在设计的最大轨道控制时长内需要的角动量飞轮。
7.根据权利要求1所述的一种基于电推进系统的高精度相位控制方法，其特征在于：所述相位漂移速度采用开普勒定律计算两颗星的高度差h来控制相位漂移速度；
所述两颗星的轨道周期差值为：
其中，两颗卫星的初始相位差为δ1，期望的相位差为δ2，期望的相位差偏差为Δδ，两颗星的轨道半长轴为a1和a2；
所述相位漂移为：
其中，
dt为相位漂移时长，单位s。若忽略轨道控制过程中的相位漂移，则每天的相位漂移为：
其中，
m为完成整个相位的调整天数；则根据算式(3)～(5)可以得出轨道高度差h。
8.根据权利要求1所述的一种基于电推进系统的高精度相位控制方法，其特征在于：所述轨道控制过程中的所述相位漂移通过电推进系统点火时长和方向，在点火过程中实时计算相位漂移量，具体实现过程如下：
设电推进总控制量为h，最小的控制量Δh为步长，则每次以最小的控制量控制后的卫星角速度为
其中，i＝1,2,L k，
径向和横向的速度增量S、T为
设计的轨道为圆轨道，则e≈0，每次控制时间和总时长为
由于电推进系统控制时间较长，因此，电推进点火时长t内的相位变化为
其中，Tq为电推进点火前的轨道周期，Thi为最小控制量控制后的轨道周期；相位刹车时相位漂移
同理。
9.根据权利要求1所述的一种基于电推进系统的高精度相位控制方法，其特征在于：所述轨道控制稳定后的相位漂移通过轨道高度差h调整稳定后得出，具体实现过程如下：
当卫星的轨道高度调整了h稳定后，卫星相位变化为
其中，Th为控制量h后的轨道周期，td为相位偏移时长。则最终满足
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