衛星軌道和姿態控制方法技術

本發明專利技術公開了一種衛星軌道和姿態控制方法，其特征在于：包括以下步驟：確定軌道控制干擾力矩；根據所述干擾力矩確定姿態控制策略，所述姿態控制策略包括噴氣控制方式或角動量交換控制方式；根據所述姿態控制策略確定軌道控制噴氣策略；根據所述噴氣策略進行軌道和姿態控制。本方法可適用于軌控噴氣過程有大干擾力矩的衛星。

【技術實現步驟摘要】

本專利技術屬于衛星姿態與軌道控制
，涉及一種。
技術介紹
航天器在軌控過程中，安裝在航天器上的變軌發動機以一定的方式點火產生推力，變軌精度取決于發動機性能、點火時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控制來保證，姿態控制設計人員一般對發動機的安裝位置誤差、發動機推力偏心誤差等均有嚴格的限制要求，并設計了相應的姿態控制方案，但是以往航天器一般采用姿控發動機作為軌控過程的姿態控制執行機構。噴氣姿態控制具有力矩大且無角動量的約束，一般可將干擾力矩帶來的影響有效地控制下來，在全驅動控制方式下，通過三軸解耦控制方法實現對航天器的三軸控制。航天器在軌運行過程中，一旦因某種故障導致某一星體軸的噴氣發動機無法正常工作時，則衛星噴氣控制變為一個欠驅動控制問題，以往的噴氣控制方法已經不適用。不管如何，一旦軌控過程中有大干擾力矩，將會消耗更多的姿態控制燃料，甚至影響軌控精度。國內外主要針對軌控的變軌策略進行了較多的研究，姿控策略只是進行了基于全驅動控制下的控制穩定性和姿態控制精度研究，而對軌控噴氣過程有大干擾力矩的研究甚少。
技術實現思路
本專利技術的技術解決問題是:提供一種工程可操作性強的軌道和姿態控制方法，可適用于軌控噴氣過程有大干擾力矩的衛星。本專利技術的技術解決方案是:一種，包括以下步驟:確定軌道控制干擾力矩；根據所述干擾力矩確定姿態控制策略，所述姿態控制策略包括噴氣控制方式或角動量交換控制方式；根據所述姿態控制策略確定軌道控制噴氣策略；根據所述噴氣策略進行軌道和姿態控制。進一步的，上述方法還包括在軌道和姿態控制結束后，對軌道控制結果與設計軌道控制結果進行比較，并獲得軌道控制結果相對于設計軌道控制結果的比較誤差。進一步的，所述干擾力矩5=(T)et -1JxFjet，其中，U代表軌道控制發動機安裝位置、€“代表推力大小和方向、U代表星體質心位置。進一步的，所述干擾 力矩= JuirMt +Α )-ω{ ]/A/，其中，Jsat代表衛星轉動慣量，ω (t)和ω (t+At)分別為軌道控制發動機噴氣前后陀螺測量的星體三軸角速度。進一步的，所述姿態控制策略:在軌道控制發動機相對于干擾力矩為全驅動控制方式時，采用噴氣控制方式；在軌道控制發動機相對于干擾力矩為欠驅動控制方式或為提高軌道控制精度或為節省姿態控制燃料時，采用角動量交換控制方式。進一步的，噴氣策略所述姿態控制策略采用角動量交換控制方式時，所述噴氣策略為:根據所述干擾力矩確定衛星在軌道運行一圈容許產生的積累角動量；若積累角動量小于動量輪可吸收的角動量,則利用動量輪進行吸收；否則，利用磁力矩器對大于動量輪可吸收的角動量進行卸載。進一步的，采用對稱噴氣方式在衛星的軌道運行一圈內選擇1/M個間隔對大于動量輪可吸收的角動量進行卸載，其中，M為軌道控制發動機的作用次數。本專利技術與現有技術相比具有如下優點:本專利技術針對軌控過程中存在大于控制力矩的50%的大干擾力矩的衛星，設計了軌道和姿態控制方法，根據干擾力矩確定姿態控制策略，其中姿態控制策略可分為噴氣控制方式或角動量交換控制方式，并根據姿態控制策略確定軌道控制噴氣策略實現對衛星的軌道和姿態控制，由此可以看出該方法工程實現性強，便于在衛星上進行直接采用。進一步的，本專利技術可分別采用兩種方法，即基于模型的分析法或基于試驗的計算法對干擾力矩進行確定，可適應對干擾力矩進行計算的不同精度要求，其中，基于模型的分析法的計算精度與模型準確度相關，可以作為設計的指導結果，基于試驗的計算法屬于直接試驗測試、精度更高。 并且，可以根據利用軌道控制發動機要實現的控制形式，確定姿態控制策略，通過不同的姿態控制策略可實現對衛星軌道和姿態的不同控制方式，可針對不同的軌道控制要求進行軌道控制。同時，在采用角動量交換方式時，結合動量輪的控制能力，對超出動量輪的累積角動量進行卸載，使動量輪角動量回到規定值，避免動量輪飽和、失去控制能力。附圖說明圖1為本專利技術流程圖。具體實施例方式下面就結合附圖對本專利技術做進一步介紹。圖1所示為本專利技術的軌道和姿態控制方法，下面結合本專利技術實施例對本專利技術所述方法做進一步描述。( I)確定軌道控制干擾力矩由于軌道控制發動機推力偏斜及橫移、安裝誤差、星體質心移動等原因，軌道控制發動機噴氣時可能會產生大的干擾力矩，引起星體姿態變化。本專利技術實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:根據軌道控制發動機安裝位置匕、推力大小和方向/ I體質心位置U進行分析，產生的干擾力矩為巧=Qje, -Dx^，要注意全壽命周期的質心位置和推力變化。2)基于試驗的計算法:在軌對軌道控制發動機進行噴氣測試，根據噴氣期間星體三軸角速度的變化大小計算干擾力矩。假設噴氣前后由陀螺測量的星體三軸角速度分別為ω⑴、ω (t+ Δ t)，衛星轉動慣量為Jsat,則產生的干擾力矩為本文檔來自技高網...

【技術保護點】
一種衛星軌道和姿態控制方法，其特征在于：包括以下步驟：確定軌道控制干擾力矩；根據所述干擾力矩確定姿態控制策略，所述姿態控制策略包括噴氣控制方式或角動量交換控制方式；根據所述姿態控制策略確定軌道控制噴氣策略；根據所述噴氣策略進行軌道和姿態控制。

【技術特征摘要】
1.一種衛星軌道和姿態控制方法，其特征在于:包括以下步驟: 確定軌道控制干擾力矩； 根據所述干擾力矩確定姿態控制策略，所述姿態控制策略包括噴氣控制方式或角動量交換控制方式； 根據所述姿態控制策略確定軌道控制噴氣策略； 根據所述噴氣策略進行軌道和姿態控制。2.如權利要求1所述的方法，其特征在于，還包括在軌道和姿態控制結束后，對軌道控制結果與設計軌道控制結果進行比較，并獲得軌道控制結果相對于設計軌道控制結果的比較誤差。3.如權利要求1所述的方法，其特征在于，所述干擾力矩4.如權利要求1所述的方法，其特征在于，所述干擾力矩5.如權利要求1所述的方法，其特征在于，所述姿態控制策略:在軌道控制發動機相對于...

【專利技術屬性】
技術研發人員：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(專利權)人：北京控制工程研究所，
類型：發明
國別省市：