CN115636110B - 一种气动卫星的连续轨道机动方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种气动卫星的连续轨道机动方法，包括结构主体，所述结构主体为四棱柱形，所述结构主体的纵截面为菱形，所述结构主体的四角上分别设置有板状的气动舵机，所述气动舵机包括前翼和尾翼，所述前翼通过转动连接件与所述结构主体转动连接，所述尾翼通过转动连接件与所述前翼转动连接，所述结构主体的后方设置有推进器，所述气动舵机位于所述结构主体的对称轴延长线上，对称设置的两个所述气动舵机的形心连线过结构主体的质心。本发明采用基于上述结构的一种气动卫星的连续轨道机动方法，通过卫星自身主动力与环境被动力的力学矢量合成，将传统意义上的干扰力气动力转化为轨道机动力，利用较小的推力代价即可实现连续高效的轨道机动。

Description

一种气动卫星的连续轨道机动方法

技术领域

本发明涉及气动卫星技术领域，尤其是涉及一种气动卫星的连续轨道机动方法。

背景技术

对气动卫星平台的研究，最早可追溯到上世纪80年代的一系列对地高分辨率侦察卫星，随着技术的发展和应用需求的不断提高，总体而言，这一技术分支的卫星轨道不断降低，从而获得对光学、微波、微重力等载荷探测精度的有效提升。然而，较低轨道虽然为气动变轨提供了大气环境，但也引入了对地探测范围随轨道高度等比缩小的显著问题。因此，如何利用气动力辅助实现卫星灵活轨道机动，从而解决分辨率与探测范围和重访频次的矛盾，成为气动卫星平台能够真正投入业务化应用的关键问题。

另外，卫星的运转过程中一般采用动量轮对姿态进行调整和平衡，而一方面由于超低轨大气环境中角动量扰动复杂，另一方面机动变轨过程中的微型姿态扰动也将引入较大的非理想角动量积蓄，上述因素将导致卫星在轨长时间工作后动量轮转速变大甚至超过工况上限，超出设备的控制极限，导致动量轮失去调整转动力矩的作用。

发明内容

本发明的目的是提供一种气动卫星的连续轨道机动方法，通过卫星自身主动力与环境被动力的力学矢量合成，将传统意义上的干扰力气动力转化为轨道机动力，利用较小的推力代价即可实现连续高效的轨道机动。

为实现上述目的，本发明提供了一种气动卫星构型，包括结构主体，所述结构主体为四棱柱形，所述结构主体的纵截面为菱形，所述结构主体的质心位于形心的前方，所述结构主体的四角上分别设置有板状的气动舵机，所述气动舵机包括前翼和尾翼，所述前翼通过转动连接件与所述结构主体转动连接，所述尾翼通过转动连接件与所述前翼转动连接，所述结构主体的后方设置有推进器，所述气动舵机位于所述结构主体的对称轴延长线上，对称设置的两个所述气动舵机的形心连线过结构主体的质心。

优选的，所述尾翼的长度等于所述前翼长度的1/2。

优选的，所述结构主体被隔震器分隔为前段和后段，所述隔震器包括套管和连接板，所述连接板为菱形并位于所述结构主体的中部，所述套管位于所述连接板的前方，所述前段套设于所述套管外，所述前段与所述连接板的前端面固定连接，所述后段的前端伸入所述套管内，所述后段与所述连接板的后端面固定连接，所述后段的前端中部设置有圆锥形的空腔，所述后段的中央设置有圆柱孔，所述圆柱孔与所述空腔连通。

一种气动卫星的连续轨道机动方法，步骤如下：

S1、轨道机动，

超低轨启动卫星接收到地面指令或星上自主判断开始轨道机动后，首先进入“处于目标轨道”的判断状态，在未到目标轨道时，执行“轨道机动”动作，通过卫星定轨系统确定轨道偏差，经控制器计算生成控制参数，驱动推进器和气动舵机执行变轨操作，其中推进器提供主动推力，气动舵机供被动气动力，主动推力与被动气动力矢量合成后实现卫星轨道机动，实时轨道参数作为反馈参考经卫星定轨系统计算轨道偏差量，形成控制闭环；

S2、姿态机动，

当卫星轨道机动到位后，转入“处于目标姿态”的判断状态，当实际姿态与目标姿态存在偏差时，卫星执行“姿态机动”动作，姿态测量系统获得卫星当前姿态数据，与目标姿态对比后得到姿态偏差，该偏差作为控制器输入形成控制参数，从而驱动卫星的动量轮提供主动力矩、气动舵机提供被动力矩以调整整星姿态，卫星姿态实时反馈给姿态测量系统，形成控制闭环；

S3、动量卸载，

当卫星姿态机动到位后，转入“动量轮转速＜|ω_MAX|”的判断状态，当动量轮转速过大时，卫星执行“动量卸载”动作，动量轮转速、结构主体姿态以及结构主体转速均作为控制器输入形成控制参数，通过气动舵机产生的被动力矩抵消动量轮减速形成的主动力矩的作用，实现动量轮动量卸载，动量轮转速实时反馈轮控机构，形成控制闭环，当动量轮转速小于阈值后，轨道机动结束。

优选的，变轨操作的过程如下：

令整星x轴为结构主体主轴，令y轴为xoy面内启动舵机主转轴，令z轴为xoz面内气动舵机主转轴，三轴满足右手螺旋定则，卫星在轨正常飞行过程中，x轴指向轨道切向方向，也即卫星飞行方向，y轴指向轨道法线方向，z轴指向星下点；

使结构本体保持结构主体主轴沿在轨前进方向，气动舵机全翼相对主体偏转θ角，推进器施加沿结构主体主轴过质心的小量级推力，入射到气动舵机全翼上的气动阻力与推进器施加的推力形成垂直于卫星飞行方向的合成力，合成力的大小与tanθ成正相关，结构主体在合成力的作用下做加速运动，进行变轨。

优选的，动量卸载的具体过程如下：

卫星在正飞姿态下，当偏转气动舵机的尾翼，来流气体动量将在尾翼面发生偏转，从而产生作用于尾翼面且与来流气体动量变化量反向的气动力，该气动力相对卫星质心存在偏移，偏移距离为R，因此将对结构主体产生转动气动力矩M_a；令卫星动量轮的转速为ω_c，动量轮卸载过程中，动量轮受轮控机构控制，所受转动力矩M_c与ω_c反向，对应动量轮作用于结构主体的力矩M_b与M_c等大反向，当尾翼偏转角θ与ω_c同向时，M_a与ω_c反向，也即M_b与M_a反向，从而产生抵消效果，控制θ使M_a与M_c模值相等，从而保持动量轮卸载过程中结构主体姿态稳定，实现动量轮积蓄角动量的卸载。

因此，本发明采用上述结构的一种气动卫星构型，采用扁平化结构主体与对称翼式气动舵机相结合的整星结构实现“质心前-形心后”的被动稳定构型，在尽量减小气动阻力的同时提升合成矢量的气动作用效率；采用基于以上构型的连续轨道机动方法，针对卫星的机动和再稳定过程进行了流程化设计，可同时满足气动卫星连续轨道机动、高稳定姿态控制和整星角动量卸载的需求，最大限度地发挥气动卫星的轨道优势和构型优势。

下面通过附图和实施例，对本发明的技术方案做进一步的详细描述。

附图说明

图1为本发明一种气动卫星构型实施例1的+x角度结构示意图；

图2为本发明实施例1的+y角度结构示意图；

图3为本发明实施例1的+z角度结构示意图；

图4为本发明实施例2的+x角度结构示意图；

图5为本发明实施例2的+y角度结构示意图；

图6为本发明实施例2的+y角度内部剖视图；

图7为本发明一种气动卫星的连续轨道机动方法实施例3的流程示意图；

图8为本发明实施例3的变轨操作过程中卫星受力示意图；

图9为本发明实施例3的姿态稳定过程中卫星受力示意图；

图10为本发明实施例3的动量卸载过程中卫星受力示意图；

图11为本发明实施例4的卫星真近点角所处象限定义图；

图12为本发明实施例4的卫星轨道升交点赤经连续变化轨迹仿真示意图；

图13为本发明实施例4的卫星轨道倾角连续变化轨迹仿真示意图。

附图标记

1、结构主体；2、星上载荷；3、太阳能电池板；4、前翼；5、尾翼；6、转动连接件；7、隔震器；71、连接板；72、套管；8、推进器；9、圆柱孔；10、气动舵机；11、空腔。

具体实施方式

以下通过附图和实施例对本发明的技术方案作进一步说明。

实施例1

如图1、图2和图3所示，一种气动卫星构型，包括结构主体1，结构主体1为四棱柱形，结构主体1的纵截面为菱形。结构主体1采用扁平化设计，迎风面还可采取角度锐化方法减少空气阻力，最大限度地降低由卫星本体引入的气动阻力影响。结构主体1的四角上分别设置有板状的气动舵机10，气动舵机10位于结构主体1的对称轴延长线上，形成两侧对称翼。对称翼气动舵机10的形心连线过结构主体1的质心。结构主体1的质心在其形心的前方。

气动舵机10包括前翼4和尾翼5，尾翼5的长度等于前翼4长度的1/2，前翼4通过转动连接件6与结构主体1转动连接，带动气动舵机10全翼进行旋转；尾翼5通过转动连接件6与前翼4转动连接，执行单独的转动动作。在轨运行时对称翼气动舵机10联动转动，可形成沿星体主轴的转动力矩或沿z轴方向的转动力矩。

实施例2

如图4、图5和图6所示，通过对结构主体1的载荷分布设计，从而实现“质心前-形心后”的构型。结构主体1被隔震器7分隔为前段和后段，隔震器7包括套管72和连接板71，连接板71为菱形并位于结构主体1的中部，套管72位于连接板71的前方。前段套设于套管72外并与连接板71的前端面固定连接，前段表面设置有星上载荷2，星上载荷2包括卫星的控制器、动量轮系统、惯性陀螺、星敏感器、通讯设备等功能器件。隔震器7将卫星上由可动部件和动力部件引入的扰动隔离在整星后段，最大限度地保障卫星载荷工作状态下对星体稳定性的需求。

后段的前端伸入套管72外，后段与连接板71的后端面固定连接。后段的前端中部设置有圆锥形的空腔11，后段的中央设置有圆柱孔9，圆柱孔9与空腔11连通，空腔11使得卫星的质心位置在星体主轴上处于整星前段（向前进方向偏移），形成“质心前-形心后”的被动稳定构型。后段的后方设置有推进器8，提供主动推动力。后段的表面以及气动舵机10的表面贴附太阳能电池板3，实现全方位的太阳能收集能力，从而满足各姿态和角度下的卫星供电需求。结构主体1的外轮廓形状和气动舵机10的分布特征与实施例1相同。

实施例3

一种气动卫星的连续轨道机动方法，如图7所示，步骤如下：

S1、轨道机动，

超低轨启动卫星接收到地面指令或星上自主判断开始轨道机动后，首先进入“处于目标轨道”的判断状态，在未到目标轨道时，执行“轨道机动”动作，通过卫星定轨系统确定轨道偏差，经控制器计算生成控制参数，驱动推进器8和气动舵机10执行变轨操作，其中推进器8提供主动推力，气动舵机10供被动气动力，主动推力与被动气动力矢量合成后实现卫星轨道机动，实时轨道参数作为反馈参考经卫星定轨系统计算轨道偏差量，形成控制闭环。

变轨操作的过程如下：

令整星x轴为结构主体1主轴，令y轴为xoy面内启动舵机主转轴，令z轴为xoz面内气动舵机10主转轴，三轴满足右手螺旋定则，卫星在轨正常飞行过程中，x轴指向轨道切向方向，也即卫星飞行方向，y轴指向轨道法线方向，z轴指向星下点。

使结构本体保持结构主体1主轴沿在轨前进方向，气动舵机10全翼相对主体偏转θ角。入射气流动量方向在气动舵机10迎风面发生偏转，稀薄大气条件下以类镜面反射近似，则其动量变化量垂直于气动舵机10翼面，相应产生的气动力与入射气动动量变化量反向。此时对称气动舵机10转角相同，则气动力大小及方向均一致，又因为对称翼气动舵机10的形心连线过整星质心，因此产生如图8所示的过质心的气动力。此时令推进器8施加沿结构主体1主轴过质心的小量级推力，该推力用于弥补气动力阻力分量造成的正向动量损失，气动力（被动力）与推力（主动力）矢量合成方向向下的合成力。合成力的大小与tanθ呈正相关，结构主体1在合成力的作用下做加速运动，进行变轨。

S2、姿态机动，

当卫星轨道机动到位后，转入“处于目标姿态”的判断状态，当实际姿态与目标姿态存在偏差时，卫星执行“姿态机动”动作，姿态测量系统获得卫星当前姿态数据，与目标姿态对比后得到姿态偏差，该偏差作为控制器输入形成控制参数，从而驱动卫星的动量轮提供主动力矩、气动舵机10提供被动力矩以调整整星姿态，卫星姿态实时反馈给姿态测量系统，形成控制闭环。

基于卫星的“质心前-形心后”构型，卫星具有自主的姿态稳定效应。如图9所示，整星形心受构型布局影响处于星体主轴上且位置较质心靠后，与质心间距为R。当卫星姿态发生偏转，即星体主轴与卫星前进方形存在非零夹角时，受气动作用影响，将产生与来流气体动量偏转方向相反且过卫星形心的气动力。在此情况下，相对于质心该气动力将产生大小为M_a、方向沿卫星姿态偏转反方向的转动力矩，从而使卫星星体主轴向前进方向收拢，实现星体的气动辅助姿态稳定。

S3、动量卸载，

当卫星姿态机动到位后，转入“动量轮转速＜|ω_MAX|”的判断状态，当动量轮转速过大时，卫星执行“动量卸载”动作，动量轮转速、结构主体1姿态以及结构主体1转速均作为控制器输入形成控制参数，通过气动舵机10产生的被动力矩抵消动量轮减速形成的主动力矩的作用，实现动量轮动量卸载，动量轮转速实时反馈轮控机构，形成控制闭环，当动量轮转速小于阈值后，轨道机动结束。

动量卸载的具体过程如下：

如图10所示，卫星在正飞姿态下，当偏转气动舵机10的尾翼5，来流气体动量将在尾翼5面发生偏转，从而产生作用于尾翼5面且与来流气体动量变化量反向的气动力，该气动力相对卫星质心存在偏移，偏移距离为R，因此将对结构主体1产生转动气动力矩M_a；令卫星动量轮的转速为ω_c，动量轮卸载过程中，动量轮受轮控机构控制，所受转动力矩M_c与ω_c反向，对应动量轮作用于结构主体1的力矩M_b与M_c等大反向，当尾翼5偏转角θ与ω_c同向时，M_a与ω_c反向，也即M_b与M_a反向，从而产生抵消效果，控制θ使M_a与M_c模值相等，从而保持动量轮卸载过程中结构主体1姿态稳定，实现动量轮积蓄角动量的卸载。

实施例4

设定卫星轨道为圆轨道，近地点辐角为0°，在赤道面内，真近点角所处象限的定义如图11所示。任意卫星轨道机动过程可分解为升交点赤经变化与轨道倾角变化两个正交维度的组合，针对两种轨道机动维度，以卫星真近点角所处象限为判据，分别制订了不同的连续轨道机动策略，气动舵机10偏转角度随真近点角所处象限而变化，具体如下表所示。

表1 对应不同轨道机动维度下的连续轨道机动策略

对应卫星轨道升交点赤经增大的机动目标，卫星xoz面内气动舵机10在象限一和象限四内呈正角度偏转，在象限二和象限三内呈负角度偏转；

对应卫星轨道升交点赤经减小的机动目标，卫星xoz面内气动舵机10在象限一和象限四内呈负角度偏转，在象限二和象限三内呈正角度偏转；

对应卫星轨道倾角增大的机动目标，卫星xoz面内气动舵机10在象限一和象限二内呈正角度偏转，在象限三和象限四内呈负角度偏转；

对应卫星轨道倾角减小的机动目标，卫星xoz面内气动舵机10在象限一和象限二内呈负角度偏转，在象限三和象限四内呈正角度偏转。

基于以上机动策略，仿真验证了本发明超低轨气动卫星连续轨道机动能力，升交点赤经连续变化轨迹如图12所示，轨道倾角变化如图13所示。仿真过程中，仿真过程中，初步设定卫星质量M=1000kg。根据气动舵机10翼面面积的不同，假设提供气动力为5N~20N，验证得到的轨道机动能力如下表所示。

法向力（N）	单轨轨道倾角/升交点赤经变化量
		5	0.14°
10	0.25°
		20	0.49°

表2 对应不同气动力大小情况下的轨道机动能力

因此，本发明采用上述结构的一种气动卫星构型，采用扁平化结构主体1与对称翼式气动舵机10相结合的整星结构实现“质心前-形心后”的被动稳定构型，在尽量减小气动阻力的同时提升合成矢量的气动作用效率；

采用基于以上构型的连续轨道机动方法，针对卫星的机动和再稳定过程进行了流程化设计，可同时满足气动卫星连续轨道机动、高稳定姿态控制和整星角动量卸载的需求，最大限度地发挥气动卫星的轨道优势和构型优势；

通过两相姿态轨道机动策略，解耦升交点赤经与轨道倾角两种正交变轨维度上的机动过程，实现遥感卫星全球任意位置快速到达和高重访能力。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非对其进行限制，尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对本发明的技术方案进行修改或者等同替换，而这些修改或者等同替换亦不能使修改后的技术方案脱离本发明技术方案的精神和范围。

Claims (2)

1.一种气动卫星的连续轨道机动方法，气动卫星包括结构主体，所述结构主体为四棱柱形，所述结构主体的纵截面为菱形，所述结构主体的质心位于形心的前方，所述结构主体的四角上分别设置有板状的气动舵机，所述气动舵机包括前翼和尾翼，所述前翼通过转动连接件与所述结构主体转动连接，所述尾翼通过转动连接件与所述前翼转动连接，所述结构主体的后方设置有推进器，所述气动舵机位于所述结构主体的对称轴延长线上，对称设置的两个所述气动舵机的形心连线过结构主体的质心，其特征在于，步骤如下：

S1、轨道机动，

超低轨气动卫星接收到地面指令或星上自主判断开始轨道机动后，首先进入“处于目标轨道”的判断状态，在未到目标轨道时，执行“轨道机动”动作，通过卫星定轨系统确定轨道偏差，经控制器计算生成控制参数，驱动推进器和气动舵机执行变轨操作，其中推进器提供主动推力，气动舵机提供被动气动力，主动推力与被动气动力矢量合成后实现卫星轨道机动，实时轨道参数作为反馈参考经卫星定轨系统计算轨道偏差量，形成控制闭环；

S2、姿态机动，

当卫星轨道机动到位后，转入“处于目标姿态”的判断状态，当实际姿态与目标姿态存在偏差时，卫星执行“姿态机动”动作，姿态测量系统获得卫星当前姿态数据，与目标姿态对比后得到姿态偏差，该偏差作为控制器输入形成控制参数，从而驱动卫星的动量轮提供主动力矩、气动舵机提供被动力矩以调整整星姿态，卫星姿态实时反馈给姿态测量系统，形成控制闭环；

S3、动量卸载，

当卫星姿态机动到位后，转入“动量轮转速＜|ω_MAX|”的判断状态，当动量轮转速过大时，卫星执行“动量卸载”动作，动量轮转速、结构主体姿态以及结构主体转速均作为控制器输入形成控制参数，通过气动舵机产生的被动力矩抵消动量轮减速形成的主动力矩的作用，实现动量轮动量卸载，动量轮转速实时反馈轮控机构，形成控制闭环，当动量轮转速小于阈值后，轨道机动结束；

动量卸载的具体过程如下：卫星在正飞姿态下，当偏转气动舵机的尾翼，来流气体动量将在尾翼面发生偏转，从而产生作用于尾翼面且与来流气体动量变化量反向的气动力，该气动力相对卫星质心存在偏移，偏移距离为R，因此将对结构主体产生转动气动力矩M_a；令卫星动量轮的转速为ω_c，动量轮卸载过程中，动量轮受轮控机构控制，所受转动力矩M_c与ω_c反向，对应动量轮作用于结构主体的力矩M_b与M_c等大反向，当尾翼偏转角θ与ω_c同向时，M_a与ω_c反向，也即M_b与M_a反向，从而产生抵消效果，控制θ使M_a与M_c模值相等，从而保持动量轮卸载过程中结构主体姿态稳定，实现动量轮积蓄角动量的卸载；

基于以上卫星轨道机动方法，设定近地点辐角为0°，在赤道面内，令真近点角0-90°时处于象限一，90-180°时处于象限二，180-270°时处于象限三，270-360°时处于象限四，将任意卫星轨道机动过程分解为升交点赤经变化与轨道倾角变化两个正交维度的组合，气动舵机偏转角度随真近点角所处象限变化的策略如下：

为使卫星轨道升交点赤经增大，卫星xoz面内气动舵机在象限一和象限四内呈正角度偏转，在象限二和象限三内呈负角度偏转；

为使卫星轨道升交点赤经减小，卫星xoz面内气动舵机在象限一和象限四内呈负角度偏转，在象限二和象限三内呈正角度偏转；

为使卫星轨道倾角增大，卫星xoz面内气动舵机在象限一和象限二内呈正角度偏转，在象限三和象限四内呈负角度偏转；

为使卫星轨道倾角减小，卫星xoz面内气动舵机在象限一和象限二内呈负角度偏转，在象限三和象限四内呈正角度偏转。

2.根据权利要求1所述的一种气动卫星的连续轨道机动方法，其特征在于：变轨操作的过程如下：

令整星x轴为结构主体主轴，令y轴为xoy面内启动舵机主转轴，令z轴为xoz面内气动舵机主转轴，三轴满足右手螺旋定则，卫星在轨正常飞行过程中，x轴指向轨道切向方向，也即卫星飞行方向，y轴指向轨道法线方向，z轴指向星下点；

使结构本体保持结构主体主轴沿在轨前进方向，气动舵机全翼相对主体偏转θ角，推进器施加沿结构主体主轴过质心的小量级推力，入射到气动舵机全翼上的气动阻力与推进器施加的推力形成垂直于卫星飞行方向的合成力，合成力的大小与tanθ成正相关，结构主体在合成力的作用下做加速运动，进行变轨。

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