《一种利用干扰积累角动量自平衡的轨道控制方法.pdf》由会员分享，可在线阅读，更多相关《一种利用干扰积累角动量自平衡的轨道控制方法.pdf（8页珍藏版）》请在专利查询网上搜索。
1、(10)申请公布号 CN 103076809 A (43)申请公布日 2013.05.01 CN 103076809 A *CN103076809A* (21)申请号 201210590307.2 (22)申请日 2012.12.26 G05D 1/10(2006.01) (71)申请人 北京控制工程研究所 地址 100080 北京市 2729 信箱 (72)发明人 王淑一 雷拥军 王新民 宗红 袁军 张笃周 周剑敏 赵性颂 (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 一种利用干扰积累角动量自平衡的轨道控制 方法 (57) 摘要 本发明公开了一种利。
2、用干扰积累角动量自平 衡的轨道控制方法， 包括以下步骤 ： 在卫星轨道 控制的起始时刻建立起始偏置角动量 ； 确定卫星 利用轨控推力器在每次轨道控制过程中的轨道控 制时间 Tp； 在卫星的一个轨道周期中， 均匀选取 M 个轨道控制点进行轨道控制。采用本发明实现了 在轨道半长轴调整过程中利用轨控推力器产生的 干扰积累角动量对卫星的轨道控制。 (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 103076809 A CN 103076809 A *CN。
3、103076809A* 1/1 页 2 1. 一种利用干扰积累角动量自平衡的轨道控制方法， 其特征在于， 包括以下步骤 ： 在卫星轨道控制的起始圈次建立惯性系 X 方向的起始偏置角动量， 所述起始偏置角动 量为其中， Td为卫星的轨控推力器工作时对星体 +Z 轴产生的扰动力矩 ； 0为卫星 的轨道角速度 ； 确定卫星利用轨控推力器在每次轨道控制过程中的轨道控制时间 Tp； 在卫星的一个轨道周期中， 均匀选取M个轨道控制点进行轨道控制， 所述M个轨道控制 点的轨道控制时间的总和为轨道控制时间 Tp。 2. 如权利要求 1 所述的轨道控制方法， 其特征在于 ： 所述轨道控制时间 Tp根据下式确 定。
4、 ： 其中， HP为在一个轨道周期内动量轮系统容许轨控推力器产生的积累角动量。 3. 如权利要求 1 所述的轨道控制方法， 其特征在于 ： 所述轨道控制点在一个轨道周期 内的个数为偶数。 权 利 要 求 书 CN 103076809 A 2 1/4 页 3 一种利用干扰积累角动量自平衡的轨道控制方法 技术领域 0001 本发明卫星轨道控制技术领域， 涉及一种利用干扰积累角动量自平衡的轨道控制 方法。 背景技术 0002 由于载荷正常工作的需要， 海洋二号卫星必需抬高轨道 55km 至目标轨道。一般卫 星轨道控制时由于干扰力矩大， 均采用喷气控制实现轨控过程中的姿态保持。 然而， 海洋二 号卫星。
5、 -Z 轴姿控发动机不可用， 仅能通过动量轮进行轨控时的星体姿态控制。同时， 海洋 二号卫星由于受发动机羽流影响， 轨控发动机工作对卫星 Z 轴方向产生较大的干扰力矩。 0003 以往卫星的轨道控制大都是基于三轴推力器喷气控制实现姿态稳定， 或者在轨控 发动机干扰力矩较小且轨控时间较短时， 利用动量轮可吸收轨控干扰力矩时， 利用轮控维 持姿态稳定。而本发明提出的背景是对地定向的卫星姿控发动机故障、 轨控发动机干扰力 矩较大且要求轨道半长轴调整量较大， 目前没有针对这类情况的轨道控制技术可借鉴。因 此， 采用 1N 推力器在较短时间内完成几十公里的轨道半长轴调整， 并在轨控过程中抑制或 者转移干。
6、扰力矩对动量轮系统的影响， 避免动量轮系统饱和， 是以往型号中从未遇到的难 题。 发明内容 0004 本发明的技术解决问题是 ： 针对现有技术的不足， 提供了一种对地定向的卫星中 利用干扰积累角动量自平衡的轨道控制方法， 实现了在轨道半长轴调整过程中利用轨控推 力器产生的干扰积累角动量对卫星的轨道控制。 0005 本发明的技术解决方案是 ： 0006 针对对地定向的卫星在轨道半长轴调整过程中产生的 z 轴 ( 或 x 轴 ) 姿态干扰力 矩无法及时消除的问题， 采用动量轮作为干扰角动量存储机构， 而通过合理选取轨控位置， 将动量轮存储的干扰角动量在下一次轨道控制中利用轨控干扰力矩进行消除， 从。
7、而实现 z 轴 ( 或 x 轴 ) 干扰角动量自平衡， 达到轨控过程不需要 z 轴 ( 或 x 轴 ) 姿控发动机工作的 目的。 0007 为实现上述卫星的轨道控制过程， 本发明的包括以下步骤 ： 0008 在卫星轨道控制的起始圈次建立惯性系 X 方向的起始偏置角动量， 所述起始偏置 角动量为其中， Td为卫星的轨控推力器工作时对星体 +Z 轴产生的扰动力矩 ； 0为 卫星的轨道角速度 ； 0009 确定卫星利用轨控推力器在每次轨道控制过程中的轨道控制时间 Tp； 0010 在卫星的一个轨道周期中， 均匀选取M个轨道控制点进行轨道控制， 所述M个轨道 控制点的轨道控制时间的总和为轨道控制时间 。
8、Tp。 0011 进一步的， 上述轨道控制时间 Tp根据下式确定 ： 说 明 书 CN 103076809 A 3 2/4 页 4 0012 0013 其中， HP为在一个轨道周期内动量轮系统容许轨控推力器产生的积累角动量。 0014 进一步的， 上述轨道控制点在一个轨道周期内的个数为偶数。 0015 本发明与现有技术相比具有如下优点 ： 0016 本发明可在存在较大轨控干扰力矩且姿控发动机不可用 ( 或者不采用姿控发动 机维持姿态 ) 的前提下， 进行长时间轨道控制， 实现较大的轨道半长轴调整。 附图说明 0017 图 1 为本发明流程图 ； 0018 图 2 为干扰累积角动量自平衡的原理图。
9、 ； 0019 图 3 为初始轨道控制状态建立示意图 ； 0020 图 4 为长期轨道控制示意图。 具体实施方式 0021 下面就结合附图对本发明做进一步介绍。 0022 对于采用轨控推力器进行轨道控制的对地定向卫星， 假设在一圈轨道上轨控推力 器连续工作， 则会产生积累的扰动力矩， 如图 2 所示， 图中坐标系 O-XYZ 是以 XOZ 为轨道平 面所建立的惯性坐标系， 原点 O 为地心， Y 轴垂直于轨道平面， 指向轨道面法线方向， Z 轴由 地心指向初始时刻卫星中心， X 轴与 Y、 Z 正交。坐标系 ob-XbYbZb 是卫星本体坐标系， 原点 ob为卫星质心， Xb 指向卫星前进方向。
10、， Zb 指向地心， Yb 与 Xb， Zb 正交。0为轨道角速度 ； t 为时间， 以相对起始时刻开始计算 ； t 0 的点为卫星在轨道上起始时刻的位置 ； 为卫 星在所定义的惯性坐标系中， 相对于其实时刻的相位 ( (0， 2)。 0023 利用干扰积累角动量自平衡的轨道控制原理， 如下以 Z 轴产生干扰力矩为例 ： 0024 假设卫星的轨道角速度 0， 轨控推力器工作时对星体 +Zb 轴产生的扰动力矩为 Td， 则在 0 t 的时间内扰动力矩产生的角动量为 0025 0026 0027 特别当 2， 即一个完整轨道周期，Hz 0 ； 0028 由上式可知， 可得 Zb 轴的扰动力矩产生的。
11、积累角动量具有如下性质 ： 0029 (1) 积累角动量在惯性系 X 轴方向围绕常值呈现周期变化， 变化周期与轨道 周期相同。在 1/2 个轨道周期时刻 ( )， 积累角动量在惯性 X 轴方向达到最大， 其幅 值为此时积累角动量沿星体的 +Xb 轴方向 ； 0030 (2)积累角动量在惯性Z轴方向围绕常值0呈现周期变化， 变化周期与轨道周期相 说 明 书 CN 103076809 A 4 3/4 页 5 同。在和个轨道周期时刻， 积累角动量幅值在惯性 Z 轴方向达 到最大， 其幅值为其中 1/4 周期时刻此时角动量沿星体的 -Zb 轴方向， 3/4 周期时刻 积累角动量沿星体的 +Zb 轴方向。
12、。 0031 因此， 对于上述积累角动量的特点， 本发明实施例中对卫星进行轨道控制的步骤 结合图 1 所示流程图， 具体如下 ： 0032 (1) 在卫星轨道控制的起始时刻建立起始偏置角动量 0033 为了使得积累角动量在惯性系 X 轴以常值 0 为周期变化， 则将轨控起始时刻在星 体的 X 轴方向建立起始偏置角动量。初始角动量的大小与上述积累角动量在惯性系 X 轴方 向的常值相等， 方向与其该常值相反， 从而实现对的抵消。 0034 进一步如图 3 所示， 本实施中可采用在卫星的一个轨道周期中通过轨控推力器的 不等时长的轨控， 实现对初始偏置角动量的建立。 图3中设轨控发动机工作时在本体系+。
13、Zb 产生的干扰力矩Td0.5Nm， 则根据动量轮的角动量容许情况， 选取第一次和第二次的轨控 时长为 10s， 则在第一个轨控点和第二个轨控点产生的扰动角动量为 5Nms ； 选取第三个和 第四个轨控点的轨控时长为 20s， 则在第三个和第四个轨控点产生的扰动角动量为 10Nms。 经过以上四个轨控点在Zb方向建立的偏置角动量Hz-5Nms， 后续每次轨控可允许的角动 量为 10Nms， 以此保证 Zb 轴角动量在 0 附近变化。 0035 (2) 确定卫星利用轨控推力器在每次轨道控制过程中的轨道控制时间 Tp 在已经 建立了起始偏置的情况下， 积累角动量表达式改写如下 ： 0036 003。
14、7 考虑一个轨道周期中轨控推力器允许产生的积累角动量若 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需要星体X轴的推力器进行卸载， 若不进行喷气卸载， 则可得到轨控推力器在一个轨道周期内的作用时间 ( 即轨道控制时 间 ) 为 0038 0039 以 HP为 6.5Nms， Td 0.5Nm 为例， 则一个轨道周期内的轨控时长约为 81s， 取整后 可选取每个轨道周期的轨控时长为 80s。 0040 (3) 在卫星的一个轨道周期中， 均匀选取 M 个轨道控制点进行轨道控制 0041 在根据步骤 (2) 确定的轨道控制时间进行轨道半长轴调整时， 为了避免轨道控。
15、 制对轨道偏心率的影响 ( 轨道半长轴调整时选取双脉冲控制方式， 即轨控相位相差 180 度 )， 并且考虑到轨控推力器产生的扰动力矩幅值为常值， 当轨控相位相差 180 度时可相 互抵消干扰角动量的积累， 因此将前面按连续轨控计算出的轨控总时间， 按照等间隔对称 地分布在一个轨道周期内选取轨道控制点， 则轨控推力器的作用次数选为 M 2N(N 1， 2， )。 说 明 书 CN 103076809 A 5 4/4 页 6 0042 根据上述确定的轨道控制点， 可得到在每个轨道控制点进行轨道控制的时间为 TP/M。 0043 进一步， 在本发明实施例中， 如图 4 所示， Pi+1 Pi+4为一个轨道周期内确定的 4 个 轨道控制点， 在各轨道控制点， 轨控推力器进行轨道控制的时间均相同， 从而可在一个轨道 周期内的四个轨道控制结束后， 抵消按周期变化的积累角动量。 0044 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 103076809 A 6 1/2 页 7 图 1 图 2 说 明 书 附 图 CN 103076809 A 7 2/2 页 8 图 3 图 4 说 明 书 附 图 CN 103076809 A 8 。