一种适用于卫星可连续姿态机动次数的估算方法及系统技术方案

本发明专利技术提供了一种适用于卫星可连续姿态机动次数的估算方法及系统，步骤A：根据卫星的总体设计输入，分别计算卫星在状态A和状态B下的在轨干扰力矩及角动量累计；步骤B：根据卫星的磁力矩器配置计算卫星状态A和状态B下停留时间内可卸载的角动量；步骤C：根据卫星状态A和状态B下的质量特性参数估算卫星姿态机动过程的角动量变化；步骤D：根据卫星的角动量执行机构配置，计算卫星执行机构的总角动量；步骤E：根据步骤A～D估算卫星可连续姿态机动的次数。本发明专利技术提出一种卫星可连续姿态机动次数估算方法，通过该方法得到的卫星可连续姿态机动次数可以作为卫星在轨任务规划的设计参考。

【技术实现步骤摘要】
一种适用于卫星可连续姿态机动次数的估算方法及系统
本专利技术涉及航天器姿态机动领域，具体地，涉及一种适用于卫星可连续姿态机动次数的估算方法。
技术介绍
随着我国空间技术的发展，对于航天器的姿态机动能力要求越来越高。这类卫星要求姿态控制系统能提供频繁、快速的姿态机动、再定向及跟踪的能力。对于需要快速频繁机动的卫星而言，卫星姿态机动频繁程度受限于卫星的执行机构配置和在轨环境干扰力矩的影响，因此在卫星使用时，需要根据整星的可用角动量约束对卫星的姿态机动次数进行规划，从而实现整星角动量管理，更好的提升航天器的应用范围和效能。·首先对适合于卫星可连续姿态机动次数的估算方法进行了调研。何昱在“基于单框控制力矩陀螺的敏捷小卫星姿态机动控制研究”(哈尔滨工业大学，2011年6月)硕士学位论文研究了SGCMG大小选型问题，对于卫星整星惯性矩阵中SGCMG系统相对于其自身质心的惯性矩阵部分没有全部使用或全部忽略，而是分离了其中的非零常值分量与零均值周期分量，分别提出处理方法；文中同样研究了一种新的非线性反步机动控制律，闭环仿真显示该控制律能大幅抑制控制力矩指令峰值，同时保证控制律的光滑性、稳定性。中国专利技术专利“一种姿态机动的轨迹规划方法”(专利号：201410515853.9)中，介绍了一种姿态机动的轨迹规划方法，该方法适用于单轴、双轴或三轴机动情况，可以得到最短路径的机动轨迹，实现多轴同时机动到位并稳定，满足快速机动的需求。中国专利技术专利“一种姿态机动自适应轨迹规划方法”(专利号：201610817274.9)中，介绍了一种姿态机动自适应轨迹规划方法，该方法通过地面上注的姿态机动角度指令，计算相应的机动欧拉角和欧拉轴，计算沿欧拉轴方向的转动惯量，根据执行机构的最大力矩和最大角动量能力确定对应的最大角加速度和最大角速度，通过对加减速段设计了一阶三角函数过渡过程，使控制力矩的频率与挠性附件的基频隔离，确定允许的加减速最大时间和加减速最小时间范围，从而有效的抑制挠性附件的振动。付艳兰在“三轴稳定挠性卫星的PD及滑模变结构姿态控制方法研究”(南京理工大学，2010年6月)硕士学位论文研究了挠性卫星的PD反馈姿态控制律和具有较强鲁棒性及抗干扰能力的挠性卫星滑模变结构姿态控制律，分别针对挠性帆板模态被激发带来的抖振现象、针对挠性帆板模态被激发带来的抖振现象,完成了相应改进算法的分析和数学仿真工作。在工程研制过程中，卫星所具备的连续姿态机动次数是整星功能的重要指标，经过调研可知，目前关于卫星姿态机动的研究主要集中在卫星姿态机动控制算法、执行机构选型以及机动过程中挠性抑制等方面，均不涉及可连续姿态机动次数的估算方法。
技术实现思路
针对现有技术中的缺陷，本专利技术的目的是提供一种适用于卫星可连续姿态机动次数的估算方法及系统。根据本专利技术提供的一种适用于卫星可连续姿态机动次数的估算方法，包括如下步骤：步骤A：根据卫星的总体设计输入，分别计算卫星在状态A和状态B下的在轨干扰力矩及角动量累计；步骤B：根据卫星的磁力矩器配置计算卫星状态A和状态B下停留时间内可卸载的角动量；步骤C：根据卫星状态A和状态B下的质量特性参数估算卫星姿态机动过程的角动量变化；步骤D：根据卫星的角动量执行机构配置，计算卫星执行机构的总角动量；步骤E：根据步骤A～D估算卫星可连续姿态机动的次数。优选的，在所述步骤A中，卫星的总体设计输入包括质量特性、轨道高度、星体面积、大型附件面积数据。优选的，所述卫星的总体设计输入数据为实测结果，或者与实测结果的偏差不大于5％。优选的，在所述步骤A中，对应不同轨道高度的卫星在计算在轨干扰力矩和角动量积累时，按照干扰力矩的量级进行简化。优选的，在所述步骤B中，根据卫星角动量磁卸载方案以及磁力矩器配置估算卫星不同状态下停留时间内可卸载的角动量。优选的，在所述步骤C中，卫星姿态机动过程的角动量变化与卫星在状态A和状态B下的质量特性差异成正比。优选的，在所述步骤D中，卫星执行机构的总角动量计算参数包括执行机构具体规格、型号配置以及执行机构在星上的布局构型。优选的，在所述步骤E中，卫星可连续姿态机动的次数的估算以步骤A～D的计算结果为输入。一种适用于卫星可连续姿态机动次数的估算系统，包括如下模块：模块1：根据卫星的总体设计输入，分别计算卫星在状态A和状态B下的在轨干扰力矩及角动量累计；模块2：根据卫星的磁力矩器配置计算卫星状态A和状态B下停留时间内可卸载的角动量；模块3：根据卫星状态A和状态B下的质量特性参数估算卫星姿态机动过程的角动量变化；模块4：根据卫星的角动量执行机构配置，计算卫星执行机构的总角动量；模块5：根据步骤A～D估算卫星可连续姿态机动的次数。优选的，在所述模块1中，卫星的总体设计输入包括质量特性、轨道高度、星体面积、大型附件面积数据。与现有技术相比，本专利技术具有如下的有益效果：1.根据卫星不同在轨状态时的角动量变化情况，估算出卫星可连续姿态机动次数，得到的卫星可连续姿态机动次数可以作为卫星在轨任务规划的设计参考。附图说明通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本专利技术的其它特征、目的和优点将会变得更明显：图1为本申请实施例一种适用于卫星可连续姿态机动次数的估算方法中卫星在轨姿态变化的示意图。具体实施方式下面结合具体实施例对本专利技术进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本专利技术，但不以任何形式限制本专利技术。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本专利技术构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本专利技术的保护范围。本实施例结合某运行在500～1000km圆轨道且需要在状态A和状态B两个姿态下状态下频繁进行姿态机动的卫星为例进行详细说明，参照图1，在图1中，OXi、OYi、OZi分别为赤道惯性坐标系的三轴方向矢量。本专利技术实施例提供了一种适用于卫星可连续姿态机动次数的估算方法，包括如下步骤：步骤A：根据卫星的总体设计输入，分别计算卫星在状态A和状态B下的在轨干扰力矩及角动量累计。卫星的总体设计输入包括质量特性、轨道高度、星体面积、大型附件面积数据，卫星的总体设计输入数据为实测结果，或者与实测结果的偏差不大于5％，对应不同轨道高度的卫星在计算在轨干扰力矩和角动量积累时，可以按照干扰力矩的量级进行简化。卫星处于不同状态时，卫星角动量累积的主要因素为内部干扰力矩和外部干扰力矩，其中卫星内部干扰力矩主要为星上转动载荷的干扰等，考虑到每颗卫星特点不同，卫星的内部干扰力矩不尽相同，卫星特有的内部干扰力矩可根据各卫星特点进行分析，分析结果记入卫星在轨总的干扰力矩，本专利以更具有普适性的外部干扰力矩为例进行说明。卫星受到的主要空间力矩有太阳光压力矩、重力梯度力矩、地磁力矩和气动力矩。这些空间力矩对卫星姿态的影响与轨道高度有关，对于高轨道(1本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种适用于卫星可连续姿态机动次数的估算方法，其特征在于，包括如下步骤：/n步骤A：根据卫星的总体设计输入，分别计算卫星在状态A和状态B下的在轨干扰力矩及角动量累计；/n步骤B：根据卫星的磁力矩器配置计算卫星状态A和状态B下停留时间内可卸载的角动量；/n步骤C：根据卫星状态A和状态B下的质量特性参数估算卫星姿态机动过程的角动量变化；/n步骤D：根据卫星的角动量执行机构配置，计算卫星执行机构的总角动量；/n步骤E：根据步骤A～D估算卫星可连续姿态机动的次数。/n

【技术特征摘要】
1.一种适用于卫星可连续姿态机动次数的估算方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤A：根据卫星的总体设计输入，分别计算卫星在状态A和状态B下的在轨干扰力矩及角动量累计；
步骤B：根据卫星的磁力矩器配置计算卫星状态A和状态B下停留时间内可卸载的角动量；
步骤C：根据卫星状态A和状态B下的质量特性参数估算卫星姿态机动过程的角动量变化；
步骤D：根据卫星的角动量执行机构配置，计算卫星执行机构的总角动量；
步骤E：根据步骤A～D估算卫星可连续姿态机动的次数。


2.根据权利要求1所述的一种适用于卫星可连续姿态机动次数的估算方法，其特征在于：在所述步骤A中，卫星的总体设计输入包括质量特性、轨道高度、星体面积、大型附件面积数据。


3.根据权利要求2所述的一种适用于卫星可连续姿态机动次数的估算方法，其特征在于：所述卫星的总体设计输入数据为实测结果，或者与实测结果的偏差不大于5％。


4.根据权利要求1所述的一种适用于卫星可连续姿态机动次数的估算方法，其特征在于：在所述步骤A中，对应不同轨道高度的卫星在计算在轨干扰力矩和角动量积累时，按照干扰力矩的量级进行简化。


5.根据权利要求1所述的一种适用于卫星可连续姿态机动次数的估算方法，其特征在于：在所述步骤B中，根据卫星角动量磁卸载方案以及磁力矩器配置估算卫星不同状态下停留时间内可卸载的角动量。

【专利技术属性】
技术研发人员：刘培玲，步士超，陈德相，许建峰，边志强，徐增，
申请(专利权)人：上海卫星工程研究所，
类型：发明
国别省市：上海;31