一种利用干扰积累角动量自平衡的轨道控制方法

摘要

本发明公开了一种利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。

权利要求

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；ω0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：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N内的个数M=2，N为正整数。

说明书

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-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；ω0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Tp。

[0011] 进一步的，上述轨道控制时间Tp根据下式确定：

[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；

[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，Zb指向地心，Yb与Xb，Zb正交。ω0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；θ为卫星在所定义的惯性坐标系中，相对于其实时刻的相位(θ∈(0，2π])。

[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ω0，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θ＝2π，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(θ＝π)，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。

[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+Zb产生的干扰力矩Td＝0.5Nm，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]

[0037] 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N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＝2(N＝1，
2，......)。

[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。