一種欠驅動的衛星進動控制方法技術

一種欠驅動的衛星進動控制方法，步驟為：（1）利用姿態敏感器確定欠驅動衛星的初始自旋軸方位，并根據目標自旋軸方位確定進動控制的方向和大小；（2）確定各噴氣控制發動機所產生的噴氣控制力矩和進動控制方向的幾何關系，并選取噴氣控制力矩在進動控制方向上分量最大的噴氣控制發動機作為進動控制發動機；（3）在tz0+n*Ts+Ts/2-Tp/2時刻，使用進動控制發動機噴一個Tp寬度的脈沖進行一次進動控制，此后每間隔n個自旋周期Ts就使用進動控制發動機噴一個Tp寬度的脈沖進行一次進動控制，直至衛星的自旋軸到達目標自旋軸的方位。本發明專利技術采用脈沖調制進動控制策略，操作簡便，同時可以減小進動控制所產生的章動。

【技術實現步驟摘要】

本專利技術涉及一種衛星姿態控制方法。
技術介紹
進動控制一般用于自旋穩定衛星，許多衛星都采用自旋穩定方式來穩定姿態，其自旋軸與軌道平面垂直，這種姿態穩定方式的優點是簡單且抗干擾能力強，當衛星受到恒定干擾力矩作用時，其自旋軸以等速漂移，而不是加速漂移。自旋穩定是利用衛星繞自旋軸旋轉時具有的定軸性使自旋軸在無外力矩作用時在慣性空間保持方向不變的姿態穩定方式，當有外力作用時，自旋衛星角動量矢量的方向將以某一角速度進動，當瞬時旋轉軸與自旋軸不重合時，自旋衛星會出現章動，為了保持自旋軸的定軸性，便需通過消耗衛星自身能量或者采用章動阻尼器把章動衰減掉。從動力學分析，內部有能量耗散的自旋衛星只有繞其最大慣量軸自旋才是穩定的，但是該情況下阻尼慢、不能進行進動控制而且要求衛星為軸對稱短粗形，因此自旋衛星通常需要采用主動控制系統來調整衛星姿態和自旋速度，以抵消干擾力矩影響或使自旋軸進動到預定姿態，另外還需對章動進行阻尼，消除衛星自旋軸的章動。特殊情況下，進動控制也用于三軸穩定衛星的搶救過程。衛星一般設計有噴氣推進控制系統，軸向發動機產生自旋平面內的力矩，用于自旋軸進動即角動量方向控制；切向發動機用于控制轉速即角動量大小(如啟旋、消旋、轉速保持等)；徑向發動機用于變軌。自旋穩定衛星的自旋軸和噴氣發動機的安裝位置一般具有嚴格的幾何關系，因此自旋衛星設計不僅要考慮構型，而且要沿軸向、切向和徑向等三個方向配置噴氣發動機等執行機構。如果總是存在有噴氣發動機僅在進動方向有力矩，則屬于全驅動進動控制，否則屬于欠驅動進動控制，即所有的噴氣發動機中，不存在僅在進動方向上有噴氣力矩的發動機，或者說所有噴氣發動機僅在進動方向存在大小不等的力矩分量。衛星在進動控制過程中，如果衛星噴氣控制屬于欠驅動控制，若仍采用全驅動進動控制的方法則無法達到控制目的，甚至危及衛星安全。國內外文獻主要針對全驅動進動控制進行了一系列研究，雖然國內外有在軌衛星故障和搶救的報道，但均沒有涉及欠驅動的噴氣進動控制。
技術實現思路
本專利技術的技術解決問題是:克服現有技術的不足，提供了一種針對噴氣控制力矩與進動方向不一致的欠驅動衛星的進動控制方法。本專利技術的技術解決方案是:，步驟如下:( I)利用姿態敏感器確定欠驅動衛星的初始自旋軸方位，并根據目標自旋軸方位確定進動控制的方向和大小ΛΗ;(2)確定各噴氣控制發動機所產生的噴氣控制力矩與進動控制方向的幾何關系，選取噴氣控制力矩在進動控制方向上分量最大的噴氣控制發動機作為進動控制發動機；(3)將進動控制量Λ H分成η次進行調整，每一次調整的大小為ΛΗη，η為正整數，如果η不小于2，則前后兩次調整的時間間隔為整數倍個衛星自旋周期Ts ;每次調整時的調整方法為:從調整所在的衛星自旋周期的起始時刻開始計時，在Ts/2-Tp/2時刻使用所述的進動控制發動機噴一個持續時間為Tp的脈沖進行一次進動控制，Tp= Δ Hn/ (Tjet.sin β )，Tjet.sin β為進動控制發動機所產生的噴氣控制力矩在進動控制方向上的分量。本專利技術與現有技術相比的優點在于:本專利技術方法首先確定進動控制的方向和大小，然后確定進動控制發動機，最后將進動控制量分成η次進行調整，每次調整時均在特定時刻使用進動控制發動機進行脈沖控制，調整方法簡便，并且使用脈沖調制進動控制策略，可以最大限度的減小章動的產生。本專利技術方法不僅適用于地面開環控制，也適用于星上自主閉環控制；不僅適用于全驅動控制方式，也適用于欠驅動控制方式；不僅適用于自旋穩定衛星，也適用于三軸穩定衛星搶救期間的進動控制。附圖說明圖1為本專利技術實施流程圖；圖2為本專利技術自旋軸和噴氣發動機安裝位置的典型幾何關系示意圖；圖3為本專利技術自旋軸、進動方向和噴氣控制力矩幾何關系示意圖；圖4為本專利技術進動控制噴氣相位示意圖；圖5為本專利技術自旋周期確定方法和進動控制噴氣時序示意圖。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。本專利技術針對噴氣控制力矩與進動方向不一致的欠驅動衛星，提供了一種工程可操作性強的、適用于進動控制的方法，流程如圖1所示，主要步驟如下:(I)確定欠驅動衛星自旋軸和進動控制的方位和大小衛星進動控制前要分析衛星初始自旋軸的方位和大小，自旋軸的方位和大小是根據姿態敏感器確定的，如太陽敏感器，確定方法一般采用幾何法或代數法。根據初始自旋軸和目標自旋軸的方位即可確定衛星的進動控制方向。具體確定方法可參考《屠善澄，衛星姿態動力學與控制[Μ]，宇航出版社，2001》。(2)確定各噴氣控制發動機和進動控制方向的幾何關系如果發動機產生的力矩和進動方向一致，或者即便有分量但分量可以使用其它發動機產生的全部力矩來控制，則屬于全驅動控制，該情況可以采用常規策略進行控制。如果發動機產生的力矩和進動方向不一致，而且干擾力矩分量沒有其它方向的發動機來控制，則屬于欠驅動控制。兩者一般根據姿態遙測數據確定，主要分析控制力矩和陀螺測量的響應是否一致，即是否滿足 , = Ta U, (i=x，y，z)，其中W Jj由某方向陀螺計算的角速度、Tcd為由噴氣推進系統產生的控制力矩、Ji為衛星慣量，X，I, Z分別為切向軸、徑向軸和自旋軸。如果發動機僅在進動方向滿足上述關系式，則屬于全驅動進動控制，否則屬于欠驅動進動控制。在欠驅動進動控制的情況下，需要分析可以用來進行進動控制的發動機產生的力矩大小和方向，及其和進動方向的幾何關系。(3)確定進行進動控制的噴氣發動機通過上述分析，選取進行進動控制的發動機，如果屬于全驅動控制，則選取發動機的噴氣控制力矩方向與進動控制方向完全一致的發動機作為進動控制發動機即可，這種方式屬于常規方式。而對于欠驅動控制的情況，則需要選取進動控制分量大的發動機，即選取噴氣控制力矩在進動控制方向上分量最大的噴氣控制發動機作為進動控制發動機。(4)欠驅動進動控制對于全驅動進動控制，可以采用常規策略進行控制。對于噴氣控制力矩與進動方向不一致的欠驅動衛星，需要利用力矩分量進行進動控制。為了減小產生的章動，本專利技術方法設計脈沖調制方式且噴氣弧段極短，一次進動完成后，應使星體自然阻尼一段時間(一般取I個自旋周期)，衰減本次控制的章動角度，之后才可以進行下次的進動控制。該方式可以星上自主閉環控制也可以采用地面指令控制的開環模式。如圖3、4所示，假設自旋軸H方向和噴氣控制力矩Tjrt方向的夾角為β，則噴氣控制力矩Tjet與H平行的分量大小為Tjet imi=Tjet.cos β、與H垂直的分量大小為Tjet Η垂直=Tjet.sin3。假定初始時刻衛星處于純自旋狀態，自旋速度為，即衛星的角動量和自旋軸重合，則在衛星旋轉到某相位角的Τρ/2前后時間內進行噴氣控制，所產生的進動角動量增量為:本文檔來自技高網...

【技術保護點】
一種欠驅動的衛星進動控制方法，其特征在于步驟如下：（1）利用姿態敏感器確定欠驅動衛星的初始自旋軸方位，并根據目標自旋軸方位確定進動控制的方向和大小ΔH；（2）確定各噴氣控制發動機所產生的噴氣控制力矩與進動控制方向的幾何關系，選取噴氣控制力矩在進動控制方向上分量最大的噴氣控制發動機作為進動控制發動機；（3）將進動控制量ΔH分成n次進行調整，每一次調整的大小為ΔHn，n為正整數，如果n不小于2，則前后兩次調整的時間間隔為整數倍個衛星自旋周期Ts；每次調整時的調整方法為：從調整所在的衛星自旋周期的起始時刻開始計時，在Ts/2?Tp/2時刻使用所述的進動控制發動機噴一個持續時間為Tp的脈沖進行一次進動控制，Tp=ΔHn/(Tjet·sinβ)，Tjet·sinβ為進動控制發動機所產生的噴氣控制力矩在進動控制方向上的分量。

【技術特征摘要】
1.一種欠驅動的衛星進動控制方法，其特征在于步驟如下: (1)利用姿態敏感器確定欠驅動衛星的初始自旋軸方位，并根據目標自旋軸方位確定進動控制的方向和大小ΛΗ; (2)確定各噴氣控制發動機所產生的噴氣控制力矩與進動控制方向的幾何關系，選取噴氣控制力矩在進動控制方向上分量最大的噴氣控制發動機作為進動控制發動機； (3)將進動控制量ΛH分成η次進行調整，每一次調整的大小為Λ...

【專利技術屬性】
技術研發人員：高益軍，王新民，袁利，賈宏，柯旗，李鐵壽，田科豐，劉其睿，王淑一，曹永梅，
申請(專利權)人：北京控制工程研究所，
類型：發明
國別省市：