CN113609673A - 一种东四平台小推力姿轨耦合控制下的姿态补偿方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开的一种东四平台小推力姿轨耦合控制下的姿态补偿方法，包括计算卫星各个推力器的推力大小；各个推力器推力在卫星本体坐标系的分量；轨道控制期间姿控推力器工作时间长度；卫星变轨期间轨控/姿控推力器平均推力、综合推力；综合推力至轨控推力器平均推力的法向矢量和夹角；综合推力方向至轨控推力方向的转换矩阵；计算姿轨耦合下的姿态修正补偿量。本发明通过在小推力轨道控制过程中计算姿轨耦合的实际影响，修正补偿东四平台变轨控制姿态，将变轨姿态调整为轨控推力和姿态控制的合力方向，可提高东四平台卫星在利用小推力转移轨道控制过程中的燃料利用率和轨道控制精度，有效节省卫星燃料消耗，对航天器在轨运行有一定的经济效益。

Description

一种东四平台小推力姿轨耦合控制下的姿态补偿方法
技术领域
本发明属于航天器测量与控制技术领域，具体涉及一种东四平台小推力姿轨耦合控制下的姿态补偿方法。
背景技术
东方红四号是大型通信卫星公用平台，该平台卫星发射总质量可达5400kg，设计寿命15年，具备大容量、长寿命的特点。平台由推进舱、服务舱和太阳翼构成，承载有效载荷可达600kg。卫星推进剂充填量大约为3100kg，分别装填在氧化剂和燃烧剂贮箱内，每个贮箱容积约为1500L。
东四平台卫星在转移轨道控制过程中消耗燃料约为1800kg～1900kg，随着燃料的消耗，卫星质心和转动惯量等质量特性参数变化很大，导致轨控推力器轴线方向不能始终通过卫星质心，轨道控制过程中存在一定干扰力矩，为保持姿态稳定，姿态推力器将参与工作。尤其是在利用10N小推力器进行轨道控制过程中，姿控推力器推力大小与轨控推力器推力大小相当，因此在利用小推力器进行轨道控制过程中姿控推力器频繁工作，姿轨耦合严重，导致轨控与姿控的综合推力方向与轨道控制所需方向不一致，轨道控制效果差，浪费卫星燃料，影响卫星寿命。
发明内容
本发明的目的在于提供一种东四平台小推力姿轨耦合控制下的姿态补偿方法，可提高东四平台卫星在利用小推力转移轨道控制过程中的燃料利用率和轨道控制精度。
本发明所采用的技术方案是：一种东四平台小推力姿轨耦合控制下的姿态补偿方法，包括以下步骤：
步骤1、计算卫星各个推力器的推力大小；
步骤2、计算各个推力器推力在卫星本体坐标系的分量；
步骤3、计算轨道控制期间姿控推力器工作时间长度；
步骤4、计算卫星变轨期间轨控推力器平均推力、姿控推力器平均推力、姿轨耦合控制下的综合推力；
步骤5、计算姿轨耦合控制下的综合推力至变轨期间轨控推力器平均推力的法向矢量和夹角；
步骤6、计算姿轨耦合控制下的综合推力方向至轨控推力方向的转换矩阵；
步骤7、计算312转序姿轨耦合下的姿态修正补偿量。
本发明的特点还在于，
步骤1中卫星各个推力器的推力大小Fi计算公式为：
Figure BDA0003198034950000021
其中，下脚标i是推力器编号，
Figure BDA0003198034950000022
是氧化剂质量秒流量，
Figure BDA0003198034950000023
是燃烧剂质量秒流量，Ii是推力器比冲，g是重力加速度，ωo0i是氧化剂流量理论值，ωopoi是氧化剂流量对氧箱压力的偏导数，po是氧化剂储箱压力，po0是氧化剂储箱压力的基准值，ωotoi是氧化剂流量对氧箱温度的偏导数，to是氧化剂储箱温度，to0是氧化剂储箱温度的基准值，ωopfi是氧化剂流量对燃箱压力的偏导数，pf是燃烧剂储箱压力，pf0是燃烧剂储箱压力的基准值，ωotfi是氧化剂流量对燃箱温度的偏导数，tf是燃烧剂储箱温度，tf0是燃烧剂储箱温度的基准值，ωf0i燃烧剂流量理论值，ωfpoi是燃烧剂流量对氧箱压力的偏导数，ωftoi是燃烧剂流量对氧箱温度的偏导数，ωfpfi是燃烧剂流量对燃箱压力的偏导数，ωftfi是燃烧剂流量对燃箱温度的偏导数。
步骤2中各个推力器推力在卫星本体坐标系的分量Fix,Fiy,Fiz的计算公式为：
Figure BDA0003198034950000031
其中αi,βi,γi为各推力器的喷管轴线与卫星本体x、y、z三轴的方向余弦角。
步骤3中轨道控制期间姿控推力器工作时间长度Δti的计算公式为：
Δti＝tie-tis
其中tie是编号为i的推力器在变轨结束时刻的累积工作时间，tis编号为i的推力器在变轨开始时刻的累积工作时间。
步骤4中卫星变轨期间轨控推力器平均推力
Figure BDA0003198034950000032
姿控推力器平均推力
Figure BDA0003198034950000033
姿轨耦合控制下的综合推力
Figure BDA0003198034950000034
的计算公式为：
Figure BDA0003198034950000035
其中Fox是轨控推力器平均推力在卫星本体x轴的分量，Foy是轨控推力器平均推力在卫星本体y轴的分量，Foz是轨控推力器平均推力在卫星本体z轴的分量，Δt是轨道控制持续时间长度，下脚标j是卫星轨控推力器编号；
Figure BDA0003198034950000041
其中Fax是姿控推力器平均推力在卫星本体x轴的分量，Fay是姿控推力器平均推力在卫星本体y轴的分量，Faz是姿控推力器平均推力在卫星本体z轴的分量，Δt是轨道控制持续时间长度，下脚标k是卫星姿控推力器编号；
Figure BDA0003198034950000042
步骤5中姿轨耦合控制下的综合推力
Figure BDA0003198034950000043
至变轨期间轨控推力器平均推力
Figure BDA0003198034950000044
的法向矢量
Figure BDA0003198034950000045
和夹角α的计算公式为：
Figure BDA0003198034950000046
其中，nx是矢量
Figure BDA0003198034950000047
在卫星本体x轴的分量，ny是矢量
Figure BDA0003198034950000048
在卫星本体y轴的分量，nz是矢量
Figure BDA0003198034950000049
在卫星本体z轴的分量；
Figure BDA00031980349500000410
其中
Figure BDA00031980349500000411
是姿轨耦合控制下的综合推力
Figure BDA00031980349500000412
的模，
Figure BDA00031980349500000413
是变轨期间轨控推力器平均推力
Figure BDA00031980349500000414
的模。
步骤6中姿轨耦合控制下的综合推力方向至轨控推力方向的转换矩阵的计算公式M为：
Figure BDA0003198034950000051
其中
Figure BDA0003198034950000052
步骤7中312转序姿轨耦合下的姿态修正量的计算公式为：
Figure BDA0003198034950000053
其中δψ是偏航角修正补偿量，δθ是俯仰角修正补偿量，
Figure BDA0003198034950000054
是滚动角修正补偿量。
本发明的有益效果是：本发明一种东四平台小推力姿轨耦合控制下的姿态补偿方法，通过在小推力轨道控制过程中计算姿轨耦合的实际影响，修正补偿东四平台变轨控制姿态，将变轨姿态调整为轨控推力和姿态控制的合力方向，可提高东四平台卫星在利用小推力转移轨道控制过程中的燃料利用率和轨道控制精度，有效节省卫星燃料消耗，对航天器在轨运行有一定的经济效益。
附图说明
图1是本发明一种东四平台小推力姿轨耦合控制下的姿态补偿方法的流程图。
具体实施方式
下面结合附图以及具体实施方式对本发明进行详细说明。
在具体应用实例中，所采用的某东四平台卫星于2020年发射入轨，卫星入轨质量为5399.5kg，星上共安装有14台10N推力器，其中x轴方向安装8台、y方向安装4台、z方向安装2台，可以选用某一轴方向推力器作为轨道控制推力器，这时其它10N推力器作为姿控推力器参与工作，在本实施例中选用推力为+X方向的4台推力器作为轨道控制推力器。如图1所示，具体步骤如下：
步骤1：计算卫星14台10N推力器的推力大小Fi
Figure BDA0003198034950000061
其中，下脚标i为14台10N推力器的编号，
Figure BDA0003198034950000062
是氧化剂质量秒流量，
Figure BDA0003198034950000063
是燃烧剂质量秒流量，Ii是推力器比冲，g是重力加速度，ωo0i是氧化剂流量理论值，ωopoi是氧化剂流量对氧箱压力的偏导数，po是氧化剂储箱压力，po0是氧化剂储箱压力的基准值，ωotoi是氧化剂流量对氧箱温度的偏导数，to是氧化剂储箱温度，to0是氧化剂储箱温度的基准值，ωopfi是氧化剂流量对燃箱压力的偏导数，pf是燃烧剂储箱压力，pf0是燃烧剂储箱压力的基准值，ωotfi是氧化剂流量对燃箱温度的偏导数，tf是燃烧剂储箱温度，tf0是燃烧剂储箱温度的基准值，ωf0i燃烧剂流量理论值，ωfpoi是燃烧剂流量对氧箱压力的偏导数，ωftoi是燃烧剂流量对氧箱温度的偏导数，ωfpfi是燃烧剂流量对燃箱压力的偏导数，ωftfi是燃烧剂流量对燃箱温度的偏导数。
步骤2：计算14台10N推力器推力在卫星本体坐标系的分量Fix,Fiy,Fiz
Figure BDA0003198034950000071
其中αi,βi,γi为各10N推力器的喷管轴线与卫星本体x、y、z三轴的方向余弦角。
步骤3：计算轨道控制期间14台10N姿控推力器工作时间长度Δti
Δti＝tie-tis
其中tie是编号为i的推力器在变轨结束时刻的累积工作时间，tis编号为i的推力器在变轨开始时刻的累积工作时间。
步骤4：计算变轨期间卫星本体三轴方向4台10N轨控推力器平均推力
Figure BDA0003198034950000072
10台10N姿控推力器平均推力
Figure BDA0003198034950000073
姿轨耦合控制下的综合推力
Figure BDA0003198034950000074
Figure BDA0003198034950000075
其中Fox是4台10N轨控推力器平均推力在卫星本体x轴的分量，Foy是4台10N轨控推力器平均推力在卫星本体y轴的分量，Foz是4台10N轨控推力器平均推力在卫星本体z轴的分量，Δt是轨道控制持续时间长度，下脚标j是卫星4台10N轨控推力器编号。
Figure BDA0003198034950000081
其中Fax是10台10N姿控推力器平均推力在卫星本体x轴的分量，Fay是10台10N姿控推力器平均推力在卫星本体y轴的分量，Faz是10台10N姿控推力器平均推力在卫星本体z轴的分量，Δt是轨道控制持续时间长度，下脚标k是卫星10台10N姿控推力器编号。
Figure BDA0003198034950000082
步骤5：计算姿轨耦合控制下的综合推力
Figure BDA0003198034950000083
至变轨期间轨控推力器平均推力
Figure BDA0003198034950000084
的法向矢量
Figure BDA0003198034950000085
和夹角α
Figure BDA0003198034950000086
其中，nx是矢量
Figure BDA0003198034950000087
在卫星本体x轴的分量，ny是矢量
Figure BDA0003198034950000088
在卫星本体y轴的分量，nz是矢量
Figure BDA0003198034950000089
在卫星本体z轴的分量。
Figure BDA00031980349500000810
其中
Figure BDA00031980349500000811
是姿轨耦合控制下的综合推力
Figure BDA00031980349500000812
的模，
Figure BDA00031980349500000813
是变轨期间轨控推力器平均推力
Figure BDA00031980349500000814
的模。
步骤6：计算姿轨耦合下综合推力方向至轨控推力方向的转换矩阵M
Figure BDA0003198034950000091
其中
Figure BDA0003198034950000092
步骤7：计算312转序姿轨耦合下的姿态修正量
Figure BDA0003198034950000093
其中δψ是偏航角修正补偿量，δθ是俯仰角修正补偿量，
Figure BDA0003198034950000094
是滚动角修正补偿量。
上述步骤完成后，可通过如下公式计算卫星变轨期间4台10N轨控推力器质量消耗Mo、10台10N姿控推力器质量消耗Ma、姿控消耗相对轨控消耗百分比P和提高的燃料利用效率η，从而评估整体控制情况：
Figure BDA0003198034950000101
通过上述方式，本发明一种东四平台小推力姿轨耦合控制下的姿态补偿方法，通过在小推力轨道控制过程中计算姿轨耦合的实际影响，修正补偿东四平台变轨控制姿态，将变轨姿态调整为轨控推力和姿态控制的合力方向，可提高东四平台卫星在利用小推力转移轨道控制过程中的燃料利用率和轨道控制精度，有效节省卫星燃料消耗，对航天器在轨运行有一定的经济效益。

Claims (8)

1.一种东四平台小推力姿轨耦合控制下的姿态补偿方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1、计算卫星各个推力器的推力大小；
步骤2、计算各个推力器推力在卫星本体坐标系的分量；
步骤3、计算轨道控制期间姿控推力器工作时间长度；
步骤4、计算卫星变轨期间轨控推力器平均推力、姿控推力器平均推力、姿轨耦合控制下的综合推力；
步骤5、计算姿轨耦合控制下的综合推力至变轨期间轨控推力器平均推力的法向矢量和夹角；
步骤6、计算姿轨耦合控制下的综合推力方向至轨控推力方向的转换矩阵；
步骤7、计算312转序姿轨耦合下的姿态修正补偿量。
2.如权利要求1所述的一种东四平台小推力姿轨耦合控制下的姿态补偿方法，其特征在于，所述步骤1中卫星各个推力器的推力大小Fi计算公式为：
Figure FDA0003198034940000011
其中，下脚标i是推力器编号，
Figure FDA0003198034940000012
是氧化剂质量秒流量，
Figure FDA0003198034940000013
是燃烧剂质量秒流量，Ii是推力器比冲，g是重力加速度，ωo0i是氧化剂流量理论值，ωopoi是氧化剂流量对氧箱压力的偏导数，po是氧化剂储箱压力，po0是氧化剂储箱压力的基准值，ωotoi是氧化剂流量对氧箱温度的偏导数，to是氧化剂储箱温度，to0是氧化剂储箱温度的基准值，ωopfi是氧化剂流量对燃箱压力的偏导数，pf是燃烧剂储箱压力，pf0是燃烧剂储箱压力的基准值，ωotfi是氧化剂流量对燃箱温度的偏导数，tf是燃烧剂储箱温度，tf0是燃烧剂储箱温度的基准值，ωf0i燃烧剂流量理论值，ωfpoi是燃烧剂流量对氧箱压力的偏导数，ωftoi是燃烧剂流量对氧箱温度的偏导数，ωfpfi是燃烧剂流量对燃箱压力的偏导数，ωftfi是燃烧剂流量对燃箱温度的偏导数。
3.如权利要求2所述的一种东四平台小推力姿轨耦合控制下的姿态补偿方法，其特征在于，所述步骤2中各个推力器推力在卫星本体坐标系的分量Fix，Fiy，Fiz的计算公式为：
Figure FDA0003198034940000021
其中αi，βi，γi为各推力器的喷管轴线与卫星本体x、y、z三轴的方向余弦角。
4.如权利要求3所述的一种东四平台小推力姿轨耦合控制下的姿态补偿方法，其特征在于，所述步骤3中轨道控制期间姿控推力器工作时间长度Δti的计算公式为：
Δti＝tie-tis
其中tie是编号为i的推力器在变轨结束时刻的累积工作时间，tis编号为i的推力器在变轨开始时刻的累积工作时间。
5.如权利要求4所述的一种东四平台小推力姿轨耦合控制下的姿态补偿方法，其特征在于，所述步骤4中卫星变轨期间轨控推力器平均推力
Figure FDA0003198034940000022
姿控推力器平均推力
Figure FDA0003198034940000023
姿轨耦合控制下的综合推力
Figure FDA0003198034940000031
的计算公式为：
Figure FDA0003198034940000032
其中Fox是轨控推力器平均推力在卫星本体x轴的分量，Foy是轨控推力器平均推力在卫星本体y轴的分量，Foz是轨控推力器平均推力在卫星本体z轴的分量，Δt是轨道控制持续时间长度，下脚标j是卫星轨控推力器编号；
Figure FDA0003198034940000033
其中Fax是姿控推力器平均推力在卫星本体x轴的分量，Fay是姿控推力器平均推力在卫星本体y轴的分量，Faz是姿控推力器平均推力在卫星本体z轴的分量，Δt是轨道控制持续时间长度，下脚标k是卫星姿控推力器编号；
Figure FDA0003198034940000034
6.如权利要求5所述的一种东四平台小推力姿轨耦合控制下的姿态补偿方法，其特征在于，所述步骤5中姿轨耦合控制下的综合推力
Figure FDA0003198034940000035
至变轨期间轨控推力器平均推力
Figure FDA0003198034940000036
的法向矢量
Figure FDA0003198034940000037
和夹角α的计算公式为：
Figure FDA0003198034940000038
其中，nx是矢量
Figure FDA0003198034940000041
在卫星本体x轴的分量，ny是矢量
Figure FDA0003198034940000042
在卫星本体y轴的分量，nz是矢量
Figure FDA0003198034940000043
在卫星本体z轴的分量；
Figure FDA0003198034940000044
其中
Figure FDA0003198034940000045
是姿轨耦合控制下的综合推力
Figure FDA0003198034940000046
的模，
Figure FDA0003198034940000047
是变轨期间轨控推力器平均推力
Figure FDA0003198034940000048
的模。
7.如权利要求6所述的一种东四平台小推力姿轨耦合控制下的姿态补偿方法，其特征在于，所述步骤6中姿轨耦合控制下的综合推力方向至轨控推力方向的转换矩阵的计算公式M为：
Figure FDA0003198034940000049
其中
Figure FDA00031980349400000410
8.如权利要求7所述的一种东四平台小推力姿轨耦合控制下的姿态补偿方法，其特征在于，所述步骤7中312转序姿轨耦合下的姿态修正量的计算公式为：
Figure FDA0003198034940000051
其中δψ是偏航角修正补偿量，δθ是俯仰角修正补偿量，
Figure FDA0003198034940000052
是滚动角修正补偿量。
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