CN103171775B - 一种基于轨控干扰的角动量耦合卸载方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于轨控干扰的角动量耦合卸载方法，本发明采用动量轮控制的方式吸收卫星轨控过程中产生的积累角动量，利用轨控干扰力矩使卫星X和Z方向动量轮的角动量每隔1/4周期交换的特性，通过X方向喷气卸载Z方向产生的轨控积累角动量，解决卫星无-Z向喷气控制情况下的轨道控制难题，通过Z方向喷气卸载X方向产生的轨控积累角动量，解决卫星无-X向喷气控制情况下的轨道控制难题,实现了卫星高精度轨迹捕获。轨控干扰的动量耦合卸载技术可以在一般卫星的轨控中进行采用，也可适用于在轨失去X轴或Z轴喷气控制的欠驱动卫星的轨控，同时可从喷气耦合卸载拓展到磁卸载，减少卫星轨控过程中的喷气量，提升卫星变轨效率。

Description

一种基于轨控干扰的角动量耦合卸载方法

技术领域

本发明涉及一种角动量耦合卸载方法，尤其涉及一种基于轨控干扰的角动量耦合卸载方法，主要用于航天器轨道控制过程中的动量管理和干扰角动量卸载，属于航天轨道控制技术。

背景技术

为了实现太阳同步轨道航天器高精度的冻结回归轨道捕获，在确定变轨策略时，一般采用双脉冲变轨的方式，实现轨道偏心率、近地点幅角的协调控制，确保航天器轨道满足冻结回归的要求。航天器长时间轨道控制过程中，一般采用直接喷气姿态控制的方式，消除轨控发动机产生的干扰力矩，实现航天器轨控过程中的姿态控制，保证航天器轨道控制过程中姿态满足要求。一旦航天器失去轨控发动机产生干扰力矩较大方向的喷气控制能力，航天器将无法进行轨道控制，否则会引起航天器姿态失控，轨道控制中止。目前轨道控制过程中产生的干扰角动量一般采用喷气直接卸载的方式，关于太阳同步轨道航天器的轨道控制方法和航天器角动量卸载的相关文献主要有：王旭东等在2000年18卷《航天控制》发表的“中国巴西地球资源卫星的轨道捕获和轨迹交会控制”介绍了中国巴西地球资源卫星一号高精度的太阳同步、回归冻结轨道控制策略和方案；朱俊等在2009年18卷《飞行器测控学报》发表了“太阳同步轨道卫星初轨捕获策略研究”，该研究成果结合工程应用实际约束,针对具有回归、冻结等特性的太阳同步轨道,设计其初轨捕获策略；刘辉等在2004年22卷《航天控制》发表了“利用喷气装置卸载航天器积累角动量的最小工质损耗控制”，讨论利用喷气装置卸载航天器积累的外扰角动量过程中,实现最小工质损耗的问题。但对于失去某方向喷气力矩采用轨控干扰的动量耦合卸载技术的轨道控制方法未见报道。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种基于轨控干扰的角动量耦合卸载方法，解决卫星失去X轴或Z轴方向喷气控制的情况下无法进行长时间轨道控制问题，实现了卫星高精度轨迹捕获。

本发明的技术解决方案是：一种基于轨控干扰的角动量耦合卸载方法，步骤如下：

（1）地面向卫星发送遥控指令，对星上轨控发动机进行加温；

（2）地面向卫星注入目标轨道数据；

（3）地面向卫星注入动量轮的标称角动量和卸载阈值；

（4）地面向卫星注入单脉冲或双脉冲变轨方式；

（5）地面检查注入的变轨方式，如果正确则执行步骤（6），否则按照步骤（4）的过程重新向卫星注入参数；

（6）地面向卫星注入包括轨控发动机组合方式、变轨开始时间、变轨时间长度和变轨脉冲间隔的变轨数据；

（7）地面遥控开启星上的自锁阀使轨控发动机能够正常工作；

（8）卫星根据接收的变轨方式进行轨控干扰角动量耦合卸载，如果接收的是单脉冲变轨方式，卫星等待变轨开始时间到达时，卫星根据接收的轨控发动机组合方式和变轨时间长度开始自主进行变轨，变轨经过1/4轨道周期后，卫星自主判断卫星X方向或Z方向动量轮的角动量与标称角动量之差是否超过卸载阈值，当卫星X方向或Z方向动量轮的角动量与标称角动量之差超过卸载阈值，卫星自主采用卫星X方向或Z方向的姿控发动机进行喷气卸载，实现一次轨控干扰角动量耦合卸载；如果接受的是双脉冲变轨方式，卫星在完成上述变轨工作后等待第二次变轨时间的到达，第二次变轨时间等于变轨开始时间加上变轨脉冲间隔，当第二次变轨时间到达时，卫星根据接收的轨控发动机组合方式和变轨时间长度开始自主进行第二次变轨，变轨经过1/4轨道周期，卫星自主判断卫星X方向或Z方向动量轮的角动量与标称角动量之差是否超过卸载阈值，当卫星X方向或Z方向动量轮的角动量与标称角动量之差超过卸载阈值，卫星自主采用卫星X方向或Z方向的姿控发动机进行喷气卸载，实现第二次轨控干扰角动量耦合卸载；

（9）当卫星完成变轨后，地面遥控关闭卫星上的自锁阀、停止对轨道控制发动机加温；

（10）完成轨控干扰角动量耦合卸载。

本发明与现有技术相比的有益效果是：本发明采用动量轮控制的方式吸收卫星轨控过程中产生的积累角动量，利用轨控干扰力矩使卫星X和Z方向动量轮的角动量每隔1/4周期交换的特性，通过X方向喷气卸载Z方向产生的轨控积累角动量，解决卫星无-Z向喷气控制情况下的轨道控制难题，通过Z方向喷气卸载X方向产生的轨控积累角动量，解决卫星无-X向喷气控制情况下的轨道控制难题,实现了卫星高精度轨迹捕获。轨控干扰的动量耦合卸载技术可以在一般卫星的轨控中进行采用，也可适用于在轨失去X轴喷气控制的欠驱动卫星的轨控，同时可从喷气耦合卸载拓展到磁卸载，减少卫星轨控过程中的喷气量，提升卫星变轨效率，具有良好市场竞争力。

附图说明

图1为惯性坐标系与卫星本体坐标系的关系图；

图2为本发明的实现流程图。

具体实施方式

假设卫星的轨道角速度ω₀，轨控推力器工作时对星体+Z轴产生的扰动力矩为T_d。假设在一圈轨道上轨控发动机连续工作，在轨控开始时刻建立惯性坐标系，该坐标系与卫星本体坐标系的关系如图1所示，图中Xb、Zb为卫星本体坐标系对应的坐标轴，X、Z为卫星惯性坐标系对应的坐标轴，则轨控扰动力矩产生的角动量为：

$H_x=T_d{\∫}_0^{\frac{\mathrm{\θ}}{{\mathrm{\ω}}_0}}\sin {\mathrm{\ω}}_0\mathrm{tdt}=(\frac{1}{{\mathrm{\ω}}_0}-\frac{1}{{\mathrm{\ω}}_0}\cos \mathrm{\θ})T_d$

$H_z=-T_d{\∫}_0^{\frac{\mathrm{\θ}}{{\mathrm{\ω}}_0}}\sin {\mathrm{\ω}}_0\mathrm{tdt}=-\frac{\sin \mathrm{\θ}}{{\mathrm{\ω}}_0}{T}_d$

其中H_x、H_z分别为卫星运行θ角后X方向和Z方向积累的角动量。

θ为卫星绕轨道运行的角度。

由此可见，轨控干扰力矩T_d使卫星X和Z方向的角动量每隔1/4周期交换一次，短时间轨控的干扰力矩同样会使X和Z方向动量轮的角动量交换。为了建立定点冻结轨道，对于变轨开始时间、喷气脉冲长度和双脉冲变轨相位等有严格的限制，轨控过程考虑动量管理技术，通过设置喷气卸载阈值，控制卫星星体X和Y轴，将耦合角动量及时卸载掉，以便在下次姿控发动机喷气前动量轮及时恢复标称转速，否则继续轨控会使动量轮饱和，失去三轴轮控的能力。设计动量耦合卸载技术要综合考虑轨控启控点、轨控发动机的选择和喷气时间确定、磁卸载能力和喷气卸载阈值、喷气间隔等，以利于获得高精度的定点轨迹捕获。

上述方案，对于失去X向直接喷气力矩的航天器仍适用，控制星体Z和Y轴，将耦合动量及时卸载掉，实现航天器长时间轨道控制。

本发明的实现流程如图2所示，具体描述如下：

（1）地面向卫星发送遥控指令，对星上轨控发动机进行加温；

（2）地面向卫星注入目标轨道数据；

（3）地面向卫星注入动量轮的标称角动量和卸载阈值；

（4）地面向卫星注入单脉冲或双脉冲变轨方式；

（5）地面检查注入的变轨方式，如果正确则执行步骤（6），否则按照步骤（4）的过程重新向卫星注入参数；

（6）地面向卫星注入包括轨控发动机组合方式、变轨开始时间、变轨时间长度和变轨脉冲间隔的变轨数据；

（7）地面遥控开启星上的自锁阀使轨控发动机能够正常工作；

（8）卫星根据接收的变轨方式进行轨控干扰角动量耦合卸载，如果接收的是单脉冲变轨方式，卫星等待变轨开始时间到达时，卫星根据接收的轨控发动机组合方式（为了提高卫星的轨控能力，设计了采用4个轨控发动机围绕质心在安装面沿着卫星本体轴对称布局的方式，通过地面注入，实现1个、2个或4个推力器不同组合的变轨方式）和变轨时间长度开始自主按照目标轨道进行变轨，变轨经过1/4轨道周期后，卫星自主判断卫星X方向或Z方向动量轮的角动量与标称角动量之差是否超过卸载阈值，当卫星X方向或Z方向动量轮的角动量与标称角动量之差超过卸载阈值，卫星自主采用卫星X方向或Z方向的姿控发动机进行喷气卸载，实现一次轨控干扰角动量耦合卸载；如果接受的是双脉冲变轨方式，卫星在完成上述变轨工作后等待第二次变轨时间的到达，第二次变轨时间等于变轨开始时间加上变轨脉冲间隔，当第二次变轨时间到达时，卫星根据接收的轨控发动机组合方式和变轨时间长度开始自主按照目标轨道进行第二次变轨，变轨经过1/4轨道周期，卫星自主判断卫星X方向或Z方向动量轮的角动量与标称角动量之差是否超过卸载阈值，当卫星X方向或Z方向动量轮的角动量与标称角动量之差超过卸载阈值，卫星自主采用卫星X方向或Z方向的姿控发动机进行喷气卸载，实现第二次轨控干扰角动量耦合卸载；

卫星X方向动量轮的角动量与标称角动量之差超过卸载阈值，卫星自主采用卫星X方向的姿控发动机进行喷气卸载，卫星Z方向动量轮的角动量与标称角动量之差超过卸载阈值，卫星自主采用卫星Z方向的姿控发动机进行喷气卸载。

（9）当卫星完成变轨后，地面遥控关闭卫星上的自锁阀、停止对轨道控制发动机加温；

（10）完成轨控干扰角动量耦合卸载。

例如：某遥感卫星在轨发生失去-Z轴喷气力矩的故障，采用了本发明进行了22次轨道控制，完成喷气累计8563.8s，圆满地完成了卫星太阳同步、回归、冻结轨道捕获和轨迹交会的控制任务。

本发明未详细描述内容为本领域技术人员公知技术。

Claims (1)

1.一种基于轨控干扰的角动量耦合卸载方法，其特征在于步骤如下：

（1）地面向卫星发送遥控指令，对星上轨控发动机进行加温；

（2）地面向卫星注入目标轨道数据；

（3）地面向卫星注入动量轮的标称角动量和卸载阈值；

（4）地面向卫星注入单脉冲或双脉冲变轨方式；

（5）地面检查注入的变轨方式是否正确，如果正确则执行步骤（6），否则按照步骤（4）的过程重新向卫星注入参数；

（6）地面向卫星注入包括轨控发动机组合方式、变轨开始时间、变轨时间长度和变轨脉冲间隔的变轨数据；

（7）地面遥控开启星上的自锁阀使轨控发动机能够正常工作；

（8）卫星根据接收的变轨方式进行轨控干扰角动量耦合卸载，如果接收的是单脉冲变轨方式，卫星等待变轨开始时间到达时，卫星根据接收的轨控发动机组合方式和变轨时间长度开始自主进行变轨，变轨经过1/4轨道周期后，卫星自主判断卫星X方向或Z方向动量轮的角动量与标称角动量之差是否超过卸载阈值，当卫星X方向或Z方向动量轮的角动量与标称角动量之差超过卸载阈值，卫星自主采用卫星X方向或Z方向的姿控发动机进行喷气卸载，实现一次轨控干扰角动量耦合卸载；如果接受的是双脉冲变轨方式，卫星在完成上述变轨工作后等待第二次变轨时间的到达，第二次变轨时间等于变轨开始时间加上变轨脉冲间隔，当第二次变轨时间到达时，卫星根据接收的轨控发动机组合方式和变轨时间长度开始自主进行第二次变轨，变轨经过1/4轨道周期，卫星自主判断卫星X方向或Z方向动量轮的角动量与标称角动量之差是否超过卸载阈值，当卫星X方向或Z方向动量轮的角动量与标称角动量之差超过卸载阈值，卫星自主采用卫星X方向或Z方向的姿控发动机进行喷气卸载，实现第二次轨控干扰角动量耦合卸载；

（9）当卫星完成变轨后，地面遥控关闭卫星上的自锁阀、停止对轨道控制发动机加温；

（10）完成轨控干扰角动量耦合卸载。