專利名稱：衛(wèi)星軌道和姿態(tài)控制方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于衛(wèi)星姿態(tài)與軌道控制技術(shù)領(lǐng)域，涉及一種衛(wèi)星軌道和姿態(tài)控制方法。
背景技術(shù)：
航天器在軌控過程中，安裝在航天器上的變軌發(fā)動(dòng)機(jī)以一定的方式點(diǎn)火產(chǎn)生推力，變軌精度取決于發(fā)動(dòng)機(jī)性能、點(diǎn)火時(shí)間的控制和推力矢量方向的控制，后者主要由航天器的姿態(tài)控制來保證，姿態(tài)控制設(shè)計(jì)人員一般對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的安裝位置誤差、發(fā)動(dòng)機(jī)推力偏心誤差等均有嚴(yán)格的限制要求，并設(shè)計(jì)了相應(yīng)的姿態(tài)控制方案，但是以往航天器一般采用姿控發(fā)動(dòng)機(jī)作為軌控過程的姿態(tài)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)。噴氣姿態(tài)控制具有力矩大且無角動(dòng)量的約束，一般可將干擾力矩帶來的影響有效地控制下來，在全驅(qū)動(dòng)控制方式下，通過三軸解耦控制方法實(shí)現(xiàn)對(duì)航天器的三軸控制。航天器在軌運(yùn)行過程中，一旦因某種故障導(dǎo)致某一星體軸的噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)無法正常工作時(shí)，則衛(wèi)星噴氣控制變?yōu)橐粋€(gè)欠驅(qū)動(dòng)控制問題，以往的噴氣控制方法已經(jīng)不適用。不管如何，一旦軌控過程中有大干擾力矩，將會(huì)消耗更多的姿態(tài)控制燃料，甚至影響軌控精度。國(guó)內(nèi)外主要針對(duì)軌控的變軌策略進(jìn)行了較多的研究，姿控策略只是進(jìn)行了基于全驅(qū)動(dòng)控制下的控制穩(wěn)定性和姿態(tài)控制精度研究，而對(duì)軌控噴氣過程有大干擾力矩的研究甚少。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的技術(shù)解決問題是:提供一種工程可操作性強(qiáng)的軌道和姿態(tài)控制方法，可適用于軌控噴氣過程有大干擾力矩的衛(wèi)星。本發(fā)明的技術(shù)解決方案是:一種衛(wèi)星軌道和姿態(tài)控制方法，包括以下步驟:確定軌道控制干擾力矩；根據(jù)所述干擾力矩確定姿態(tài)控制策略，所述姿態(tài)控制策略包括噴氣控制方式或角動(dòng)量交換控制方式；根據(jù)所述姿態(tài)控制策略確定軌道控制噴氣策略；根據(jù)所述噴氣策略進(jìn)行軌道和姿態(tài)控制。進(jìn)一步的，上述方法還包括在軌道和姿態(tài)控制結(jié)束后，對(duì)軌道控制結(jié)果與設(shè)計(jì)軌道控制結(jié)果進(jìn)行比較，并獲得軌道控制結(jié)果相對(duì)于設(shè)計(jì)軌道控制結(jié)果的比較誤差。進(jìn)一步的，所述干擾力矩5=(T)et -1JxFjet，其中，U代表軌道控制發(fā)動(dòng)機(jī)安裝位置、€“代表推力大小和方向、U代表星體質(zhì)心位置。進(jìn)一步的，所述干擾 力矩= JuirMt +Α )-ω{ ]/A/，其中，Jsat代表衛(wèi)星轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，ω (t)和ω (t+At)分別為軌道控制發(fā)動(dòng)機(jī)噴氣前后陀螺測(cè)量的星體三軸角速度。進(jìn)一步的，所述姿態(tài)控制策略:在軌道控制發(fā)動(dòng)機(jī)相對(duì)于干擾力矩為全驅(qū)動(dòng)控制方式時(shí)，采用噴氣控制方式；在軌道控制發(fā)動(dòng)機(jī)相對(duì)于干擾力矩為欠驅(qū)動(dòng)控制方式或?yàn)樘岣哕壍揽刂凭然驗(yàn)楣?jié)省姿態(tài)控制燃料時(shí)，采用角動(dòng)量交換控制方式。進(jìn)一步的，噴氣策略所述姿態(tài)控制策略采用角動(dòng)量交換控制方式時(shí)，所述噴氣策略為:根據(jù)所述干擾力矩確定衛(wèi)星在軌道運(yùn)行一圈容許產(chǎn)生的積累角動(dòng)量；若積累角動(dòng)量小于動(dòng)量輪可吸收的角動(dòng)量,則利用動(dòng)量輪進(jìn)行吸收；否則，利用磁力矩器對(duì)大于動(dòng)量輪可吸收的角動(dòng)量進(jìn)行卸載。進(jìn)一步的，采用對(duì)稱噴氣方式在衛(wèi)星的軌道運(yùn)行一圈內(nèi)選擇1/M個(gè)間隔對(duì)大于動(dòng)量輪可吸收的角動(dòng)量進(jìn)行卸載，其中，M為軌道控制發(fā)動(dòng)機(jī)的作用次數(shù)。本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比具有如下優(yōu)點(diǎn):本發(fā)明針對(duì)軌控過程中存在大于控制力矩的50%的大干擾力矩的衛(wèi)星，設(shè)計(jì)了軌道和姿態(tài)控制方法，根據(jù)干擾力矩確定姿態(tài)控制策略，其中姿態(tài)控制策略可分為噴氣控制方式或角動(dòng)量交換控制方式，并根據(jù)姿態(tài)控制策略確定軌道控制噴氣策略實(shí)現(xiàn)對(duì)衛(wèi)星的軌道和姿態(tài)控制，由此可以看出該方法工程實(shí)現(xiàn)性強(qiáng)，便于在衛(wèi)星上進(jìn)行直接采用。進(jìn)一步的，本發(fā)明可分別采用兩種方法，即基于模型的分析法或基于試驗(yàn)的計(jì)算法對(duì)干擾力矩進(jìn)行確定，可適應(yīng)對(duì)干擾力矩進(jìn)行計(jì)算的不同精度要求，其中，基于模型的分析法的計(jì)算精度與模型準(zhǔn)確度相關(guān)，可以作為設(shè)計(jì)的指導(dǎo)結(jié)果，基于試驗(yàn)的計(jì)算法屬于直接試驗(yàn)測(cè)試、精度更高。 并且，可以根據(jù)利用軌道控制發(fā)動(dòng)機(jī)要實(shí)現(xiàn)的控制形式，確定姿態(tài)控制策略，通過不同的姿態(tài)控制策略可實(shí)現(xiàn)對(duì)衛(wèi)星軌道和姿態(tài)的不同控制方式，可針對(duì)不同的軌道控制要求進(jìn)行軌道控制。同時(shí)，在采用角動(dòng)量交換方式時(shí)，結(jié)合動(dòng)量輪的控制能力，對(duì)超出動(dòng)量輪的累積角動(dòng)量進(jìn)行卸載，使動(dòng)量輪角動(dòng)量回到規(guī)定值，避免動(dòng)量輪飽和、失去控制能力。


圖1為本發(fā)明流程圖。
具體實(shí)施例方式下面就結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明做進(jìn)一步介紹。圖1所示為本發(fā)明的軌道和姿態(tài)控制方法，下面結(jié)合本發(fā)明實(shí)施例對(duì)本發(fā)明所述方法做進(jìn)一步描述。( I)確定軌道控制干擾力矩由于軌道控制發(fā)動(dòng)機(jī)推力偏斜及橫移、安裝誤差、星體質(zhì)心移動(dòng)等原因，軌道控制發(fā)動(dòng)機(jī)噴氣時(shí)可能會(huì)產(chǎn)生大的干擾力矩，引起星體姿態(tài)變化。本發(fā)明實(shí)施例中至少包括以下兩種方法用于確定軌道控制干擾力矩:I)基于模型的分析法:根據(jù)軌道控制發(fā)動(dòng)機(jī)安裝位置匕、推力大小和方向/ I體質(zhì)心位置U進(jìn)行分析，產(chǎn)生的干擾力矩為巧=Qje, -Dx^，要注意全壽命周期的質(zhì)心位置和推力變化。2)基于試驗(yàn)的計(jì)算法:在軌對(duì)軌道控制發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行噴氣測(cè)試，根據(jù)噴氣期間星體三軸角速度的變化大小計(jì)算干擾力矩。假設(shè)噴氣前后由陀螺測(cè)量的星體三軸角速度分別為ω⑴、ω (t+ Δ t)，衛(wèi)星轉(zhuǎn)動(dòng)慣量為Jsat,則產(chǎn)生的干擾力矩為
權(quán)利要求
1.一種衛(wèi)星軌道和姿態(tài)控制方法，其特征在于:包括以下步驟: 確定軌道控制干擾力矩； 根據(jù)所述干擾力矩確定姿態(tài)控制策略，所述姿態(tài)控制策略包括噴氣控制方式或角動(dòng)量交換控制方式； 根據(jù)所述姿態(tài)控制策略確定軌道控制噴氣策略； 根據(jù)所述噴氣策略進(jìn)行軌道和姿態(tài)控制。
2.如權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，還包括在軌道和姿態(tài)控制結(jié)束后，對(duì)軌道控制結(jié)果與設(shè)計(jì)軌道控制結(jié)果進(jìn)行比較，并獲得軌道控制結(jié)果相對(duì)于設(shè)計(jì)軌道控制結(jié)果的比較誤差。
3.如權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，所述干擾力矩
4.如權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，所述干擾力矩
5.如權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，所述姿態(tài)控制策略:在軌道控制發(fā)動(dòng)機(jī)相對(duì)于干擾力矩為全驅(qū)動(dòng)控制方式時(shí)，采用噴氣控制方式；在軌道控制發(fā)動(dòng)機(jī)相對(duì)于干擾力矩為欠驅(qū)動(dòng)控制方式或?yàn)樘岣哕壍揽刂凭然驗(yàn)楣?jié)省姿態(tài)控制燃料時(shí)，采用角動(dòng)量交換控制方式。
6.如權(quán)利要求1所述方法，其特征在于:噴氣策略所述姿態(tài)控制策略采用角動(dòng)量交換控制方式時(shí)，所述噴氣策略為: 根據(jù)所述干擾力矩確定衛(wèi)星在軌道運(yùn)行一圈容許產(chǎn)生的積累角動(dòng)量； 若積累角動(dòng)量小于動(dòng)量輪可吸收的角動(dòng)量，則利用動(dòng)量輪進(jìn)行吸收；否則，利用磁力矩器對(duì)大于動(dòng)量輪可吸收的角動(dòng)量進(jìn)行卸載。
7.如權(quán)利要求6所述方法，其特征在于:采用對(duì)稱噴氣方式在衛(wèi)星的軌道運(yùn)行一圈內(nèi)選擇1/M個(gè)間隔對(duì)大于動(dòng)量輪可吸收的角動(dòng)量進(jìn)行卸載，其中，M為軌道控制發(fā)動(dòng)機(jī)的作用次數(shù)。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種衛(wèi)星軌道和姿態(tài)控制方法，其特征在于包括以下步驟確定軌道控制干擾力矩；根據(jù)所述干擾力矩確定姿態(tài)控制策略，所述姿態(tài)控制策略包括噴氣控制方式或角動(dòng)量交換控制方式；根據(jù)所述姿態(tài)控制策略確定軌道控制噴氣策略；根據(jù)所述噴氣策略進(jìn)行軌道和姿態(tài)控制。本方法可適用于軌控噴氣過程有大干擾力矩的衛(wèi)星。
文檔編號(hào)B64G1/26GK103072702SQ20131003638
公開日2013年5月1日 申請(qǐng)日期2013年1月30日 優(yōu)先權(quán)日2013年1月30日
發(fā)明者王新民, 袁軍, 張俊玲, 馬世俊, 魏春嶺, 趙性頌, 周劍敏, 孫水生, 劉捷, 王淑一, 劉其睿 申請(qǐng)人:北京控制工程研究所