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1、(10)申请公布号 CN 103072702 A (43)申请公布日 2013.05.01 CN 103072702 A *CN103072702A* (21)申请号 201310036385.2 (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 王新民 袁军 张俊玲 马世俊 魏春岭 赵性颂 周剑敏 孙水生 刘捷 王淑一 刘其睿 (74)专利代理机构 中国航天科技专利中心 11009 代理人 安丽 (54) 发明名称 卫星轨道和姿态控制方法 (57) 摘要 本发明。
2、公开了一种卫星轨道和姿态控制方 法， 其特征在于 ： 包括以下步骤 ： 确定轨道控制干 扰力矩 ； 根据所述干扰力矩确定姿态控制策略， 所述姿态控制策略包括喷气控制方式或角动量交 换控制方式 ； 根据所述姿态控制策略确定轨道控 制喷气策略 ； 根据所述喷气策略进行轨道和姿态 控制。本方法可适用于轨控喷气过程有大干扰力 矩的卫星。 (51)Int.Cl. 权利要求书 1 页 说明书 4 页 附图 1 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1页 (10)申请公布号 CN 103072702 A CN 103072702 A *CN10307。
3、2702A* 1/1 页 2 1. 一种卫星轨道和姿态控制方法， 其特征在于 ： 包括以下步骤 ： 确定轨道控制干扰力矩 ； 根据所述干扰力矩确定姿态控制策略， 所述姿态控制策略包括喷气控制方式或角动量 交换控制方式 ； 根据所述姿态控制策略确定轨道控制喷气策略 ； 根据所述喷气策略进行轨道和姿态控制。 2. 如权利要求 1 所述的方法， 其特征在于， 还包括在轨道和姿态控制结束后， 对轨道控 制结果与设计轨道控制结果进行比较， 并获得轨道控制结果相对于设计轨道控制结果的比 较误差。 3.如权利要求1所述的方法， 其特征在于， 所述干扰力矩其中， 代 表轨道控制发动机安装位置、代表推力大小和方。
4、向、 代表星体质心位置。 4. 如权利要求 1 所述的方法， 其特征在于， 所述干扰力矩 其中， Jsat代表卫星转动惯量， (t) 和 (t+t) 分别为轨道控制发动机喷气前后陀螺测 量的星体三轴角速度。 5. 如权利要求 1 所述的方法， 其特征在于， 所述姿态控制策略 ： 在轨道控制发动机相对 于干扰力矩为全驱动控制方式时， 采用喷气控制方式 ； 在轨道控制发动机相对于干扰力矩 为欠驱动控制方式或为提高轨道控制精度或为节省姿态控制燃料时， 采用角动量交换控制 方式。 6. 如权利要求 1 所述方法， 其特征在于 ： 喷气策略所述姿态控制策略采用角动量交换 控制方式时， 所述喷气策略为 ：。
5、 根据所述干扰力矩确定卫星在轨道运行一圈容许产生的积累角动量 ； 若积累角动量小于动量轮可吸收的角动量， 则利用动量轮进行吸收 ； 否则， 利用磁力矩 器对大于动量轮可吸收的角动量进行卸载。 7. 如权利要求 6 所述方法， 其特征在于 ： 采用对称喷气方式在卫星的轨道运行一圈内 选择 1/M 个间隔对大于动量轮可吸收的角动量进行卸载， 其中， M 为轨道控制发动机的作用 次数。 权 利 要 求 书 CN 103072702 A 2 1/4 页 3 卫星轨道和姿态控制方法 技术领域 0001 本发明属于卫星姿态与轨道控制技术领域， 涉及一种卫星轨道和姿态控制方法。 背景技术 0002 航天器在。
6、轨控过程中， 安装在航天器上的变轨发动机以一定的方式点火产生推 力， 变轨精度取决于发动机性能、 点火时间的控制和推力矢量方向的控制， 后者主要由航天 器的姿态控制来保证， 姿态控制设计人员一般对发动机的安装位置误差、 发动机推力偏心 误差等均有严格的限制要求， 并设计了相应的姿态控制方案， 但是以往航天器一般采用姿 控发动机作为轨控过程的姿态控制执行机构。喷气姿态控制具有力矩大且无角动量的约 束， 一般可将干扰力矩带来的影响有效地控制下来， 在全驱动控制方式下， 通过三轴解耦控 制方法实现对航天器的三轴控制。航天器在轨运行过程中， 一旦因某种故障导致某一星体 轴的喷气发动机无法正常工作时， 。
7、则卫星喷气控制变为一个欠驱动控制问题， 以往的喷气 控制方法已经不适用。 不管如何， 一旦轨控过程中有大干扰力矩， 将会消耗更多的姿态控制 燃料， 甚至影响轨控精度。 0003 国内外主要针对轨控的变轨策略进行了较多的研究， 姿控策略只是进行了基于全 驱动控制下的控制稳定性和姿态控制精度研究， 而对轨控喷气过程有大干扰力矩的研究甚 少。 发明内容 0004 本发明的技术解决问题是 ： 提供一种工程可操作性强的轨道和姿态控制方法， 可 适用于轨控喷气过程有大干扰力矩的卫星。 0005 本发明的技术解决方案是 ： 0006 一种卫星轨道和姿态控制方法， 包括以下步骤 ： 0007 确定轨道控制干扰。
8、力矩 ； 0008 根据所述干扰力矩确定姿态控制策略， 所述姿态控制策略包括喷气控制方式或角 动量交换控制方式 ； 0009 根据所述姿态控制策略确定轨道控制喷气策略 ； 0010 根据所述喷气策略进行轨道和姿态控制。 0011 进一步的， 上述方法还包括在轨道和姿态控制结束后， 对轨道控制结果与设计轨 道控制结果进行比较， 并获得轨道控制结果相对于设计轨道控制结果的比较误差。 0012 进一步的， 所述干扰力矩其中， 代表轨道控制发动机安装位 置、代表推力大小和方向、 代表星体质心位置。 0013 进一步的， 所述干扰力矩其中， Jsat代表卫星转动惯 量， (t) 和 (t+t) 分别为轨。
9、道控制发动机喷气前后陀螺测量的星体三轴角速度。 0014 进一步的， 所述姿态控制策略 ： 在轨道控制发动机相对于干扰力矩为全驱动控制 说 明 书 CN 103072702 A 3 2/4 页 4 方式时， 采用喷气控制方式 ； 在轨道控制发动机相对于干扰力矩为欠驱动控制方式或为提 高轨道控制精度或为节省姿态控制燃料时， 采用角动量交换控制方式。 0015 进一步的， 喷气策略所述姿态控制策略采用角动量交换控制方式时， 所述喷气策 略为 ： 0016 根据所述干扰力矩确定卫星在轨道运行一圈容许产生的积累角动量 ； 0017 若积累角动量小于动量轮可吸收的角动量， 则利用动量轮进行吸收 ； 否则。
10、， 利用磁 力矩器对大于动量轮可吸收的角动量进行卸载。 0018 进一步的， 采用对称喷气方式在卫星的轨道运行一圈内选择 1/M 个间隔对大于动 量轮可吸收的角动量进行卸载， 其中， M 为轨道控制发动机的作用次数。 0019 本发明与现有技术相比具有如下优点 ： 0020 本发明针对轨控过程中存在大于控制力矩的 50% 的大干扰力矩的卫星， 设计了轨 道和姿态控制方法， 根据干扰力矩确定姿态控制策略， 其中姿态控制策略可分为喷气控制 方式或角动量交换控制方式， 并根据姿态控制策略确定轨道控制喷气策略实现对卫星的轨 道和姿态控制， 由此可以看出该方法工程实现性强， 便于在卫星上进行直接采用。 。
11、0021 进一步的， 本发明可分别采用两种方法， 即基于模型的分析法或基于试验的计算 法对干扰力矩进行确定， 可适应对干扰力矩进行计算的不同精度要求， 其中， 基于模型的分 析法的计算精度与模型准确度相关， 可以作为设计的指导结果， 基于试验的计算法属于直 接试验测试、 精度更高。 0022 并且， 可以根据利用轨道控制发动机要实现的控制形式， 确定姿态控制策略， 通过 不同的姿态控制策略可实现对卫星轨道和姿态的不同控制方式， 可针对不同的轨道控制要 求进行轨道控制。 0023 同时， 在采用角动量交换方式时， 结合动量轮的控制能力， 对超出动量轮的累积角 动量进行卸载， 使动量轮角动量回到规。
12、定值， 避免动量轮饱和、 失去控制能力。 附图说明 0024 图 1 为本发明流程图。 具体实施方式 0025 下面就结合附图对本发明做进一步介绍。 0026 图 1 所示为本发明的轨道和姿态控制方法， 下面结合本发明实施例对本发明所述 方法做进一步描述。 0027 （1） 确定轨道控制干扰力矩 0028 由于轨道控制发动机推力偏斜及横移、 安装误差、 星体质心移动等原因， 轨道控制 发动机喷气时可能会产生大的干扰力矩， 引起星体姿态变化。 0029 本发明实施例中至少包括以下两种方法用于确定轨道控制干扰力矩 ： 0030 1） 基于模型的分析法 ： 根据轨道控制发动机安装位置推力大小和方向星。
13、 体质心位置进行分析， 产生的干扰力矩为要注意全寿命周期的质心 位置和推力变化。 0031 2） 基于试验的计算法 ： 在轨对轨道控制发动机进行喷气测试， 根据喷气期间星体 说 明 书 CN 103072702 A 4 3/4 页 5 三轴角速度的变化大小计算干扰力矩。 假设喷气前后由陀螺测量的星体三轴角速度分别为 (t)、 (t+t)， 卫星转动惯量为 Jsat， 则产生的干扰力矩为 0032 0033 （2） 确定姿态控制策略 0034 在完成对上述干扰力矩的确定后， 进一步通过以下过程根据干扰力矩确定姿态控 制策略 ： 0035 如果轨道控制发动机的喷气推进系统相对于干扰力矩而言是全驱动。
14、控制， 则可以 采用喷气控制方式进行姿态控制， 采用此种姿态控制方式消耗的燃料质量的计算公式为 其中 to 为轨道控制发动机喷气时间、 LAi为 i 轴喷气控制推力 力臂、 Igsp为轨道控制发动机比冲 ( 单位 ： Ns/kg)。 0036 如果轨道控制发动机的喷气推进系统为欠驱动、 或者为了节省姿态控制燃料、 或 者为了提高轨道控制精度， 则采用角动量交换控制方式进行姿态控制。在此种姿态控制方 式下， 干扰力矩的累积H不应超过动量轮允许的角动量阈值并至少有15%余量， 并在超出 该动量轮的设定值时， 对动量轮进行喷气卸载。 动量轮一般工作于一定偏置标称角动量， 如 果 H 超过允许要求， 。
15、则应在轨道控制前降低动量轮转速， 如动量轮最大转速为 Hmax, 则动 量轮工作的偏置标称转速应该小于 0.85Hmax-H， 否则要减少一圈的喷气时间。 0037 上述轨道控制干扰力矩的累积计算方法为 ： 以轨控发动机产生 Z 轴干扰力矩为 例， 假设卫星轨道角速度为 0， 轨道控制发动机工作时， 对星体 +Z 轴产生的扰动力矩为 Tdz， 在一圈轨道上轨控推力器连续工作， 受动力学耦合影响， 则扰动力矩产生的 Z 轴的角动 量变化规律为X 轴的角动量变化规律为由 Hzd和 Hxd 的表达式可以看出， Z 轴和 X 轴的角动量按照正余弦规律不断交替变化， 1/4 轨道周期后 Z 方向的角动量。
16、偏差会完全耦合到 X 方向， 如果轨道控制发动机在一个轨道周期内的作用时 间为 T， 则干扰力矩引起的累积变化为但不超过同样地 X 轴干扰力矩也 有这样的作用特点， 也即 X 或 Z 向干扰力矩累积每隔 1/4 轨道圈在 Z 或 X 向按照正余弦规 律不断交替变化。 0038 对轨道控制喷气启控点和轨道控制相位有严格要求的轨道控制， 如冻结轨道的调 整， 由于其有严格的轨道控制喷气启控点、 喷气脉冲长度和双脉冲变轨相位等要求， 需要在 1/4 轨道圈内的特殊相位喷气两次， 第二次喷气时首次喷气的干扰力矩还没有耦合到另外 一个轴， 动量轮转速还没有自主降下来， 继续喷气， 可能使动量轮饱和， 从。
17、而丧失姿态控制 能力， 为了在第二次喷气时动量轮角动量不饱和， 需要增大磁卸载控制系数或者引入喷气 卸载， 通过设置喷气卸载阈值， 将角动量及时卸载掉， 在第二次轨控前将动量轮角动量恢复 到标称值。 0039 （3） 确定轨道控制喷气策略 0040 结合上述姿态控制策略， 在该步骤的操作中可分为两种情况进行。 0041 如果采用喷气控制方式， 轨道控制喷气策略可以按照常规方法进行， 具体可参考 屠善澄， 卫星姿态动力学与控制M， 宇航出版社， 2001 ， 如果姿态角超过阈值 （一般取36 度） 则停止轨控。 0042 如果采用角动量交换控制方式， 则需要根据允许的角动量变化 H 和轨控喷气干。
18、 说 明 书 CN 103072702 A 5 4/4 页 6 扰力矩， 结合轨控需求， 确定一圈内轨道控制发动机工作时间以及启控点。在干扰力矩为 Tjd时， 一圈内容许产生的积累角动量为若 Hp大于动量轮系统吸收的角动量 HW max， 则多余的角动量 Hp-HW max需要磁力矩器或姿态控制发动机进行卸载， 姿态控制发动机在 一个轨道周期内的作用时间为 ：为了避免轨道控制对偏心率的影响， 采用对称 喷气方式， 由于轨道控制产生的干扰力矩幅值为常值， 因此将前面按连续轨道控制计算出 的整圈需要实现的轨控总时间间隔均匀地分布在一轨内， 且轨道控制发动机的作用次数选 为 M 2n(n=1， 2，。
19、 )， 即对称脉冲喷气间隔一般设为 1 圈、 1/2 圈、 、 1/M 圈等， 间隔时间 可以为某一个常值， 于是得到每次轨道控制的时间 0043 完成上述轨道控制喷气策略的确定后， 便可根据该轨道控制喷气策略对卫星进行 轨道和姿态控制， 在本发明实施例所述的控制过程启动前， 还需要进行轨道控制前的前期 准备， 主要包括发动机加温、 开自锁阀、 变轨数据块核对和注入等。完成该前期准备后便可 进行轨道和姿态控制， 在轨道和姿态控制过程中， 需关注姿态变化、 发动机电磁阀温度、 贮 箱压力等。 0044 在轨道和姿态控制结束后， 对本次轨道控制进行评估， 主要包括 ： 1） 干扰力矩大小 评估， 评估方法同本发明实施例 （1） 所述的 “基于试验的计算法” 。2） 轨控效果评估， 采用设 计的轨控结果和控后实际轨控结果进行比较， 利用比较误差大小评估结果将指导下次轨控 的设计。 0045 本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。 说 明 书 CN 103072702 A 6 1/1 页 7 图 1 说 明 书 附 图 CN 103072702 A 7 。