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1、(10)申请公布号 CN 103171775 A (43)申请公布日 2013.06.26 CN 103171775 A *CN103171775A* (21)申请号 201310037292.1 (22)申请日 2013.01.30 B64G 1/26(2006.01) (71)申请人 北京控制工程研究所 地址 100080 北京市海淀区北京 2729 信箱 (72)发明人 周剑敏 袁军 张笃周 袁利 曹永梅 王胜刚 王新民 赵性颂 王哲 姚宁 刘捷 刘彤 潘立鑫 (74)专利代理机构 中国航天科技专利中心 11009 代理人 臧春喜 (54) 发明名称 一种基于轨控干扰的角动量耦合卸载方法。
2、 (57) 摘要 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。
3、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。 (51)Int.Cl. 权利要求书 1 页 说明书 4 页 附图 2 页 (19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 权利要求书1页 说明书4页 附图2页 (10)申请公布号 CN 103171775 A CN 103171775 A *CN103171775A* 1/1 页 2 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。
4、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。
5、 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。
6、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。 权 利 要 求 书 CN 103171775 A 2 1/4 页 3 一种基于轨控干扰的角动量耦合卸载方法 技术领域 0001 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。
7、 控制技术。 背景技术 0002 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。
8、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。
9、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 0003 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。 0004 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 ： 0005 （1） 地面向卫星发送遥控指令， 对星上轨控发动机进行加温 ； 0006 （2） 地面向卫星注入目标轨道数据 ； 0007 （3） 地。
10、面向卫星注入动量轮的标称角动量和卸载阈值 ； 0008 （4） 地面向卫星注入单脉冲或双脉冲变轨方式 ； 0009 （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 ； 0010 （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 ； 说 明 书 CN 103171775 A 3 2/4 页 4 0011 （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 ； 0012 （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。
11、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。
12、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 ； 0013 （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 ； 0014 （10） 完成轨控干扰角动量耦合卸载。 0015 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。
13、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 0016 图 1 为惯性坐标系与卫星本体坐标系的关系图。
14、 ； 0017 图 2 为本发明的实现流程图。 具体实施方式 0018 假设卫星的轨道角速度0， 轨控推力器工作时对星体+Z轴产生的扰动力矩为Td。 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 ： 0019 0020 说 明 书 CN 103171775 A 4 3/4 页 5 0021 其中 Hx、 Hz分别为卫星运行 角后 X 方向和 Z 方向积累的角动量。 0022 为卫星绕轨道运行的角度。
15、。 0023 由此可见， 轨控干扰力矩 Td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。
16、于获得高精度的定点轨迹捕 获。 0024 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。 0025 本发明的实现流程如图 2 所示， 具体描述如下 ： 0026 （1） 地面向卫星发送遥控指令， 对星上轨控发动机进行加温 ； 0027 （2） 地面向卫星注入目标轨道数据 ； 0028 （3） 地面向卫星注入动量轮的标称角动量和卸载阈值 ； 0029 （4） 地面向卫星注入单脉冲或双脉冲变轨方式 ； 0030 （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。
17、重新向卫星注入参数 ； 0031 （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 ； 0032 （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 ； 0033 （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。
18、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。
19、 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 ； 0034 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。 说 明 书 CN 103171775 A 5 4/4 页 6 0035 （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 ； 0036 （10） 完成轨控干扰角动量耦合卸载。 0037 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。 0038 本发明未详细描述内容为本领域技术人员公知技术。 说 明 书 CN 103171775 A 6 1/2 页 7 图 1 说 明 书 附 图 CN 103171775 A 7 2/2 页 8 图 2 说 明 书 附 图 CN 103171775 A 8 。