一种利用转动机构的卫星角动量卸载方法技术

本发明专利技术涉及一种利用转动机构的卫星角动量卸载方法，属于航天器姿态控制技术领域

【技术实现步骤摘要】
一种利用转动机构的卫星角动量卸载方法


[0001]本专利技术涉及航天器姿态控制
，特别涉及一种利用转动机构的卫星角动量卸载方法
。

技术介绍

[0002]卫星在轨运行过程中会受到重力梯度力矩
、
太阳光压力矩
、
空气动力矩和剩磁力矩等空间干扰力矩的作用
。
这些干扰力矩的持续作用，会导致卫星的角动量逐渐累积
。
这些累积的角动量首先会被卫星的动量交换执行机构进行吸收，在累积到一定阈值后需要通过角动量卸载执行机构进行角动量卸载
。
[0003]卫星角动量卸载通常通过磁力矩器产生的磁力矩和推进系统产生的喷气力矩进行角动量抵消
。
但上述装置存在较大的限制，其中磁力矩器依赖于地磁环境，当卫星在轨道高度较高的地球轨道时使用磁力矩器卸载效率极低，或者当卫星在无磁星体的轨道上时无法使用磁力矩器卸载
。
使用推进系统进行卸载，则会额外消耗卫星的推进燃料，且推进系统会增加卫星的重量
。
[0004]屠善澄发表的文献
(
屠善澄等，卫星姿态动力学与控制，宇航出版社，
2001)
公开了一种通过建立卫星重力梯度力矩与卫星转动惯量以及姿态的关系，利用卫星的姿态的侧摆角和俯仰角导致的重力梯度力矩，分别对卫星轨道面内和垂直轨道面两个方向的角动量进行卸载的方法
。
该文献中只考虑了卫星转动惯量不变情况下角动量卸载，未对转动惯量矩阵中惯性积的卸载能力进行分析
。
若卫星在轨工作中要求姿态对地，则该方法不适用
。
[0005]耿云海发表的文献
(
耿云海等，一种利用滚动轴快速机动卸载滚动轴与偏航轴角动量的方法，
CN201310156932.0)
公开了一种对卫星进行姿态侧摆导致的角动量累计情况以及卫星使用姿态侧摆角偏置进行卫星角动量卸载的能力进行分析的方法
。
将角动量累计与角动量卸载量进行平衡，分析了角动量卸载所需的侧摆角度，同时对卫星进行姿态侧摆机动过程进行了描述
。
该文献中仅分析了轨道面内角动量的卸载，并未对垂直轨道面的角动量卸载进行分析
。

技术实现思路

[0006]本专利技术要解决现有技术中的技术问题，提供一种利用转动机构的卫星角动量卸载方法
。
[0007]为了解决上述技术问题，本专利技术的技术方案具体如下：
[0008]一种利用转动机构的卫星角动量卸载方法，包括以下步骤：
[0009]步骤一：计算卫星转动机构角度引起的转动惯量变化；
[0010]步骤二：计算卫星姿态和惯量矩阵对重力梯度力矩的影响；
[0011]步骤三：利用惯性积对角动量进行卸载；
[0012]步骤四：转动机构角度规划
。
[0013]在上述技术方案中，步骤一具体为：
[0014]转动附件坐标系中，转动附件平动和转动耦合系数分别为
B
tran
和
B
rot
；计算得到卫星本体坐标系中转动附件的平动和转动耦合系数：
[0015]B
trani
＝
T
SiB
·
B
tran
[0016]B
roti
＝
T
SiB
·
B
rot
+L
pi
B
trani
[0017]其中，
T
SiB
为转动附件
i
坐标系
O
i
x
i
y
i
z
i
到卫星本体坐标系
Oxyz
的转换矩阵，
l
pi
为卫星质心
O
到帆板连接点的矢量，
l
pi
＝
[l
pix
,l
piy
,l
piz
]，
L
pi
为矢量
l
pi
的叉乘矩阵，如下式：
[0018][0019]假设卫星上装有
m
个转动附件，则卫星的整星转动惯量矩阵为：
[0020][0021]其中，
I
b
为卫星本体转动惯量矩阵；
[0022]假设转动附件的初始矩阵为
T
SiB0
，且转动机构能够驱动转动附件绕
X
轴和
Y
轴转动，则
[0023]T
SiB
＝
R
x
(
α
)
·
R
y
(
β
)
·
T
SiB0
[0024]其中，
R
x
(
α
),R
y
(
β
)
分别为绕
X
轴和
Y
轴的基元旋转矩阵
。
[0025]在上述技术方案中，步骤二具体为：
[0026]已知卫星的重力梯度力矩公式为：
[0027][0028]其中，
r
b
是航天器轨道位置在本体坐标系的矢量；
[0029]由于圆轨道的轨道角速度同时令则上式可以化简为：
[0030][0031]由于在卫星轨道坐标系中，从卫星指向地心的矢量
k
o
＝
[0 0 1]，因此
k
＝
C
ob
k
o
；
[0032]其中，
C
ob
为轨道系到本体系的转换矩阵，令：
[0033][0034]得：
[0035][0036]带入到梯度力矩公式中，得到：
[0037][0038]在上述技术方案中，假设卫星姿态滚转角俯仰角
θ
，且姿态角转序取3‑2‑1，则：
[0039][0040]舍去二阶以上小量得到梯度力矩为：
[0041][0042]在上述技术方案中，若假设卫星在轨运行中保持姿态三轴对地，则卫星的姿态滚转角俯仰角
θ
均为0；梯度力矩为：
[0043][0044]在上述技术方案中，步骤三具体为：
[0045]假设卫星累计的角动量矢量为
H
，其中
H
可以分解为轨道平面内角动量
H
p
以及轨道平面外角动量
H
n
；
[0046]在时间
Δ
T
内卸载角动量
H
n
：
[0047][00本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.
一种利用转动机构的卫星角动量卸载方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤一：计算卫星转动机构角度引起的转动惯量变化；步骤二：计算卫星姿态和惯量矩阵对重力梯度力矩的影响；步骤三：利用惯性积对角动量进行卸载；步骤四：转动机构角度规划
。2.
根据权利要求1所述的利用转动机构的卫星角动量卸载方法，其特征在于，步骤一具体为：转动附件坐标系中，转动附件平动和转动耦合系数分别为
B
tran
和
B
rot
；计算得到卫星本体坐标系中转动附件的平动和转动耦合系数：
B
trani
＝
T
SiB
·
B
tran
B
roti
＝
T
SiB
·
B
rot
+L
pi
B
trani
其中，
T
SiB
为转动附件
i
坐标系
O
i
x
i
y
i
z
i
到卫星本体坐标系
Oxyz
的转换矩阵，
l
pi
为卫星质心
O
到帆板连接点的矢量，
l
pi
＝
[l
pix
,l
piy
,l
piz
]
，
L
pi
为矢量
l
pi
的叉乘矩阵，如下式：假设卫星上装有
m
个转动附件，则卫星的整星转动惯量矩阵为：其中，
I
b
为卫星本体转动惯量矩阵；假设转动附件的初始矩阵为
T
SiB0
，且转动机构能够驱动转动附件绕
X
轴和
Y
轴转动，则
T
SiB
＝
R
x
(
α
)
·
R
y
(
β
)
·
T
SiB0
其中，
R
x
(
α
),R
y
(
β
)
分别为绕
X
轴和
Y
轴的基元旋转矩阵
。3.
根据权利要求1所述的利用转动机构的卫星角动量卸载方法，其特征在于，步骤二具体为：已知卫星的重力梯度力矩公式为：其中，
r
b
是航天器轨道位置在本体坐标系的矢量；由于圆轨道的轨道角速度同时令则上式可以化简为：
由于在卫星轨道坐标系中，从卫星指向地心的矢量
k
o
＝

【专利技术属性】
技术研发人员：胡建龙，韩霜雪，范林东，戴路，
申请(专利权)人：长光卫星技术股份有限公司，
类型：发明
国别省市：