一种全电推进卫星变轨过程角动量卸载方法及系统技术方案

技术编号:18906332 阅读:30 留言:0更新日期:2018-09-12 00:35
本发明专利技术公开了一种全电推进卫星变轨过程角动量卸载方法,该方法包括如下步骤:每个轨道周期开始之前,设定卸载弧段A和卸载弧段B;计算确定电推力器推力方向调整角度;判断卸载弧段A的电推力器推力方向调整角度是否超出临界值,若未超过临界值,则进入卸载弧段A;若超过临界值,需重新调整卸载弧段A的角动量卸载量,然后重新计算电推力器推力方向调整角度,进入卸载弧段A,卸载弧段A完成卸载后,再次通过新的轮系角动量积累确定新的角动量卸载量,并计算确定新的电推力器推力方向调整角度,进入卸载弧段B。本发明专利技术解决变轨过程电推力器执行轨道机动控制任务情况下的角动量卸载问题,实现全电推进卫星轨道机动与角动量卸载的联合控制。

An angular momentum unload method and system for orbit transformation of all electric propulsion satellite

The invention discloses an angular momentum unloading method for an all-electric propulsion satellite during Orbit-changing process, which comprises the following steps: setting unloading arc A and unloading arc B before the start of each orbit cycle; calculating and determining the thrust direction adjustment angle of the electric thruster; judging whether the thrust direction adjustment angle of the electric thruster at the unloading arc A exceeds the thrust direction adjustment angle of the electric thruster. If the critical value is not exceeded, the unloading arc section A is entered; if the critical value is exceeded, the angular momentum unloading of unloading arc section A needs to be readjusted, and then the thrust direction of the thruster is recalculated to adjust the angle, and the unloading arc section A enters the unloading arc section A. After the unloading arc section A completes the unloading, the new angular momentum accumulation of the new gear train is determined again. Angular momentum unloading capacity, and calculation to determine the thrust direction of the new thruster angle adjustment, into the unloading arc B. The invention solves the problem of angular momentum unloading when the electric thruster performs the orbital maneuvering control task in the Orbit-changing process, and realizes the joint control of orbital maneuvering and angular momentum unloading of all-electric propulsion satellites.

【技术实现步骤摘要】
一种全电推进卫星变轨过程角动量卸载方法及系统
本专利技术属于卫星轨道姿态动力学与控制
,尤其涉及一种全电推进卫星变轨过程角动量卸载方法及系统。
技术介绍
全电推进卫星(All-ElectricPropulsionSatellite)采用高比冲的电推进系统(如离子电推进或霍尔电推进等),取代复杂的双组元统一化学推进系统,来实现星箭分离后的卫星转移轨道变轨、卫星入轨后的在轨位置保持、角动量卸载及离轨等任务。全电推进卫星由于电推力器配置数量、安装位置以及在轨供电功率的限制,其东西、南北位置保持控制相互耦合,且电推力器故障模式下控制参数减少,位置保持策略设计非常复杂。全电推进卫星一般配置4台电推力器,呈矩形构型通过双轴矢量调节机构安装于卫星背地板或南北板,包含2个分支,每个分支包含对角线2台电推力器,2个分支互为备份。卫星变轨过程中,一般采用2台电推力器同时点火工作,其推力方向平行,且合力通过卫星质心,合力矩为零。全电推进卫星转移过程较长,一般可达3~6个月,且基本全部轨道弧段都在进行变轨机动。卫星姿态控制采用飞轮系统作为执行机构,全电推进卫星变轨过程受到多种空间环境力矩作用,如太阳光压力矩、气动力矩、重力梯度力矩等,需及时对轮系角动量积累进行卸载。电推力器作为轨控与角动量卸载唯一的执行机构,使得轨道控制与角动量卸载之间存在较强的耦合影响,在变轨策略已经确定的前提下,设计对变轨机动过程影响较小的角动量卸载策略具有一定的技术难度。
技术实现思路
本专利技术解决的技术问题是:克服先有技术的不足,提供了一种全电推进卫星变轨过程角动量卸载方法及系统,变轨机动产生的影响尽量小,解决变轨过程电推力器执行轨道机动控制任务情况下的角动量卸载问题,实现全电推进卫星轨道机动与角动量卸载的联合控制。本专利技术目的通过以下技术方案予以实现:根据本专利技术的一个方面,提供了一种全电推进卫星变轨过程角动量卸载方法,所述方法包括如下步骤:步骤一:每个轨道周期开始之前,设定卸载弧段A和卸载弧段B,卸载弧段A在卸载弧度B之前,卸载弧段B为卸载弧段A的备选弧段;步骤二:卸载弧段A开始之前通过轮系角动量积累确定角动量卸载量,并计算确定电推力器推力方向调整角度;步骤三:判断卸载弧段A的电推力器推力方向调整角度是否超出临界值,若未超过临界值,则进入卸载弧段A;步骤四:若超过临界值,需重新调整卸载弧段A的角动量卸载量,然后重新计算电推力器推力方向调整角度,进入卸载弧段A,卸载弧段A完成卸载后,再次通过新的轮系角动量积累确定新的角动量卸载量,并计算确定新的电推力器推力方向调整角度,进入卸载弧段B。上述全电推进卫星变轨过程角动量卸载方法中,在步骤一中,卸载弧段A和卸载弧段B之间的间隔为2~3小时;每个卸载弧段的时间长度如下:其中,ΔH为角动量卸载量,根据卫星在轨角动量积累情况确定;Fp为电推力器推力,hm为质心相对推力器作用点的高度,Δα为推力器转角。上述全电推进卫星变轨过程角动量卸载方法中,在步骤二中,角动量卸载量按照如下步骤计算:根据轮系角动量积累和轮系安装参数可确定整星角动量:Hb=CHw其中,Hb为整星角动量,C为轮系安装矩阵,Hw为轮系角动量矢量;角动量卸载量为当前整星角动量取反:ΔH=-Hb其中,ΔH为角动量卸载量。上述全电推进卫星变轨过程角动量卸载方法中,在步骤二中,电推力器推力方向调整角度的公式如下:其中,(Δθ1,Δα1,Δθ2,Δα2)分别为第一个电推力器的仰角转角、方位角转角,第二个电推力器的仰角转角、方位角转角;Fp为卸载电推力器的推力;x0、y0、z0为第一个电推力器的安装点位置坐标,均取正值;t1为卸载弧段A起始时刻,A(t1)为t1时刻卫星本体坐标系到惯性坐标系的转换矩阵,为卸载弧段A内卫星本体坐标系到惯性坐标系的转换矩阵的积分值,按下式计算:式中,t2为卸载弧段A结束时刻,A(t)为t时刻卫星本体坐标系到惯性坐标系的转换矩阵。上述全电推进卫星变轨过程角动量卸载方法中,在步骤三中,临界值为5°。上述全电推进卫星变轨过程角动量卸载方法中,在步骤三中,在卸载弧段A的推力方向调整子阶段,矢量调节机构驱动电推力器根据步骤二中的电推力器推力方向调整角度转过指定角度;在卸载弧段A的角动量卸载子阶段,推力器推力方向保持不变,对卫星角动量进行持续卸载;在卸载弧段A的推力方向回调子阶段,矢量调节机构调整推力方向回到零位。上述全电推进卫星变轨过程角动量卸载方法中,在步骤四中,重新调整卸载弧段A的角动量卸载量按照如下公式:其中,(Δθ1,Δα1,Δθ2,Δα2)分别为第一个电推力器的仰角转角、方位角转角,第二个电推力器的仰角转角、方位角转角;ΔH为角动量卸载量;ΔHA为重新调整卸载弧段A的角动量卸载量。上述全电推进卫星变轨过程角动量卸载方法中,在卸载弧段A的推力方向调整子阶段,矢量调节机构驱动电推力器转动过程所需时间为:其中,ωon为矢量调节机构驱动转速;(Δθ1,Δα1,Δθ2,Δα2)分别为第一个电推力器的仰角转角、方位角转角,第二个电推力器的仰角转角、方位角转角;在卸载弧段A的推力方向回调子阶段,矢量调节机构调整推力方向回到零位的时间为:式中,ωback为矢量调节机构回调转速;矢量调节机构回调时刻为:上述全电推进卫星变轨过程角动量卸载方法中,在步骤四中,在卸载弧段B的推力方向调整子阶段,矢量调节机构驱动电推力器根据新的电推力器推力方向调整角度转过指定角度;在卸载弧段B的角动量卸载子阶段,推力器推力方向保持不变,对卫星角动量进行持续卸载;在卸载弧段B的推力方向回调子阶段,矢量调节机构调整推力方向回到零位。上述全电推进卫星变轨过程角动量卸载方法中,在步骤四中,新的角动量卸载量为ΔH'=-CH'w,其中,C为轮系安装矩阵,Hw'为新的轮系角动量矢量;新的电推力器推力方向调整角度为:其中,(Δθ1',Δα1',Δθ2',Δα2')分别为第一个电推力器新的仰角转角、方位角转角,第二个电推力器新的仰角转角、方位角转角;x0、y0、z0为第一个电推力器的安装点位置坐标,均取正值;t1为卸载弧段B起始时刻,A(t1)为t1时刻卫星本体坐标系到惯性坐标系的转换矩阵,为卸载弧段A内卫星本体坐标系到惯性坐标系的转换矩阵的积分值。根据本专利技术的另一方面,还提供了一种全电推进卫星变轨过程角动量卸载系统,所述系统包括:第一模块,用于每个轨道周期开始之前,设定卸载弧段A和卸载弧段B,卸载弧段A在卸载弧度B之前,卸载弧段B为卸载弧段A的备选弧段;第二模块,用于卸载弧段A开始之前通过轮系角动量积累确定角动量卸载量,并计算确定电推力器推力方向调整角度;第三模块,用于判断卸载弧段A的电推力器推力方向调整角度是否超出临界值,若未超过临界值,则进入卸载弧段A;第四模块,用于若超过临界值,需重新调整卸载弧段A的角动量卸载量,然后重新计算电推力器推力方向调整角度,进入卸载弧段A,卸载弧段A完成卸载后,再次通过新的轮系角动量积累确定新的角动量卸载量,并计算确定新的电推力器推力方向调整角度,进入卸载弧段B。本专利技术与现有技术相比具有如下有益效果:(1)本专利技术提供一种全电推进卫星变轨过程采用电推力器进行角动量卸载的方法,能够定期对轮系积累的角动量进行卸载,可以避免卫星角动量的长期积累导致的姿态失控本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种全电推进卫星变轨过程角动量卸载方法,其特征在于,所述方法包括如下步骤:步骤一:每个轨道周期开始之前,设定卸载弧段A和卸载弧段B,卸载弧段A在卸载弧度B之前,卸载弧段B为卸载弧段A的备选弧段;步骤二:卸载弧段A开始之前通过轮系角动量积累确定角动量卸载量,并计算确定电推力器推力方向调整角度;步骤三:判断卸载弧段A的电推力器推力方向调整角度是否超出临界值,若未超过临界值,则进入卸载弧段A;步骤四:若超过临界值,需重新调整卸载弧段A的角动量卸载量,然后重新计算电推力器推力方向调整角度,进入卸载弧段A,卸载弧段A完成卸载后,再次通过新的轮系角动量积累确定新的角动量卸载量,并计算确定新的电推力器推力方向调整角度,进入卸载弧段B。

【技术特征摘要】
1.一种全电推进卫星变轨过程角动量卸载方法,其特征在于,所述方法包括如下步骤:步骤一:每个轨道周期开始之前,设定卸载弧段A和卸载弧段B,卸载弧段A在卸载弧度B之前,卸载弧段B为卸载弧段A的备选弧段;步骤二:卸载弧段A开始之前通过轮系角动量积累确定角动量卸载量,并计算确定电推力器推力方向调整角度;步骤三:判断卸载弧段A的电推力器推力方向调整角度是否超出临界值,若未超过临界值,则进入卸载弧段A;步骤四:若超过临界值,需重新调整卸载弧段A的角动量卸载量,然后重新计算电推力器推力方向调整角度,进入卸载弧段A,卸载弧段A完成卸载后,再次通过新的轮系角动量积累确定新的角动量卸载量,并计算确定新的电推力器推力方向调整角度,进入卸载弧段B。2.根据权利要求1所述的全电推进卫星变轨过程角动量卸载方法,其特征在于:在步骤一中,卸载弧段A和卸载弧段B之间的间隔为2~3小时;每个卸载弧段的时间长度如下:其中,ΔH为角动量卸载量,根据卫星在轨角动量积累情况确定;Fp为电推力器推力,hm为质心相对推力器作用点的高度,Δα为推力器转角。3.根据权利要求1所述的全电推进卫星变轨过程角动量卸载方法,其特征在于:在步骤二中,角动量卸载量按照如下步骤计算:根据轮系角动量积累和轮系安装参数可确定整星角动量:Hb=CHw其中,Hb为整星角动量,C为轮系安装矩阵,Hw为轮系角动量矢量;角动量卸载量为当前整星角动量取反:ΔH=-Hb其中,ΔH为角动量卸载量。4.根据权利要求3所述的全电推进卫星变轨过程角动量卸载方法,其特征在于:在步骤二中,电推力器推力方向调整角度的公式如下:其中,(Δθ1,Δα1,Δθ2,Δα2)分别为第一个电推力器的仰角转角、方位角转角,第二个电推力器的仰角转角、方位角转角;Fp为卸载电推力器的推力;x0、y0、z0为第一个电推力器的安装点位置坐标,均取正值;t1为卸载弧段A起始时刻,A(t1)为t1时刻卫星本体坐标系到惯性坐标系的转换矩阵,为卸载弧段A内卫星本体坐标系到惯性坐标系的转换矩阵的积分值,按下式计算:式中,t2为卸载弧段A结束时刻,A(t)为t时刻卫星本体坐标系到惯性坐标系的转换矩阵。5.根据权利要求1所述的全电推进卫星变轨过程角动量卸载方法,其特征在于:在步骤三中,在卸载弧段A的推力方向调整子阶段,矢量调节机构驱动电推力器根据步骤二中的电推力器推力方向调整角度转过指定角度;在卸载弧段A的角动量卸载子阶段,推力器推力方向保持不变,对卫星角动量进行持续卸载;在卸载弧段A的推力方向回调子阶段,矢量调节机构调整推力方向回到零位。6.根据权利要求1所述的全电推进卫星变轨过程角动量卸载方法,其特征在于...

【专利技术属性】
技术研发人员:王敏李强袁俊刚胡照梁新刚
申请(专利权)人:中国空间技术研究院
类型:发明
国别省市:北京,11

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