卫星轨道和姿态控制方法技术

本发明专利技术公开了一种卫星轨道和姿态控制方法，其特征在于：包括以下步骤：确定轨道控制干扰力矩；根据所述干扰力矩确定姿态控制策略，所述姿态控制策略包括喷气控制方式或角动量交换控制方式；根据所述姿态控制策略确定轨道控制喷气策略；根据所述喷气策略进行轨道和姿态控制。本方法可适用于轨控喷气过程有大干扰力矩的卫星。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于卫星姿态与轨道控制
，涉及一种。
技术介绍
航天器在轨控过程中，安装在航天器上的变轨发动机以一定的方式点火产生推力，变轨精度取决于发动机性能、点火时间的控制和推力矢量方向的控制，后者主要由航天器的姿态控制来保证，姿态控制设计人员一般对发动机的安装位置误差、发动机推力偏心误差等均有严格的限制要求，并设计了相应的姿态控制方案，但是以往航天器一般采用姿控发动机作为轨控过程的姿态控制执行机构。喷气姿态控制具有力矩大且无角动量的约束，一般可将干扰力矩带来的影响有效地控制下来，在全驱动控制方式下，通过三轴解耦控制方法实现对航天器的三轴控制。航天器在轨运行过程中，一旦因某种故障导致某一星体轴的喷气发动机无法正常工作时，则卫星喷气控制变为一个欠驱动控制问题，以往的喷气控制方法已经不适用。不管如何，一旦轨控过程中有大干扰力矩，将会消耗更多的姿态控制燃料，甚至影响轨控精度。国内外主要针对轨控的变轨策略进行了较多的研究，姿控策略只是进行了基于全驱动控制下的控制稳定性和姿态控制精度研究，而对轨控喷气过程有大干扰力矩的研究甚少。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题是:提供一种工程可操作性强的轨道和姿态控制方法，可适用于轨控喷气过程有大干扰力矩的卫星。本专利技术的技术解决方案是:一种，包括以下步骤:确定轨道控制干扰力矩；根据所述干扰力矩确定姿态控制策略，所述姿态控制策略包括喷气控制方式或角动量交换控制方式；根据所述姿态控制策略确定轨道控制喷气策略；根据所述喷气策略进行轨道和姿态控制。进一步的，上述方法还包括在轨道和姿态控制结束后，对轨道控制结果与设计轨道控制结果进行比较，并获得轨道控制结果相对于设计轨道控制结果的比较误差。进一步的，所述干扰力矩5=(T)et -1JxFjet，其中，U代表轨道控制发动机安装位置、€“代表推力大小和方向、U代表星体质心位置。进一步的，所述干扰 力矩= JuirMt +Α )-ω{ ]/A/，其中，Jsat代表卫星转动惯量，ω (t)和ω (t+At)分别为轨道控制发动机喷气前后陀螺测量的星体三轴角速度。进一步的，所述姿态控制策略:在轨道控制发动机相对于干扰力矩为全驱动控制方式时，采用喷气控制方式；在轨道控制发动机相对于干扰力矩为欠驱动控制方式或为提高轨道控制精度或为节省姿态控制燃料时，采用角动量交换控制方式。进一步的，喷气策略所述姿态控制策略采用角动量交换控制方式时，所述喷气策略为:根据所述干扰力矩确定卫星在轨道运行一圈容许产生的积累角动量；若积累角动量小于动量轮可吸收的角动量,则利用动量轮进行吸收；否则，利用磁力矩器对大于动量轮可吸收的角动量进行卸载。进一步的，采用对称喷气方式在卫星的轨道运行一圈内选择1/M个间隔对大于动量轮可吸收的角动量进行卸载，其中，M为轨道控制发动机的作用次数。本专利技术与现有技术相比具有如下优点:本专利技术针对轨控过程中存在大于控制力矩的50%的大干扰力矩的卫星，设计了轨道和姿态控制方法，根据干扰力矩确定姿态控制策略，其中姿态控制策略可分为喷气控制方式或角动量交换控制方式，并根据姿态控制策略确定轨道控制喷气策略实现对卫星的轨道和姿态控制，由此可以看出该方法工程实现性强，便于在卫星上进行直接采用。进一步的，本专利技术可分别采用两种方法，即基于模型的分析法或基于试验的计算法对干扰力矩进行确定，可适应对干扰力矩进行计算的不同精度要求，其中，基于模型的分析法的计算精度与模型准确度相关，可以作为设计的指导结果，基于试验的计算法属于直接试验测试、精度更高。 并且，可以根据利用轨道控制发动机要实现的控制形式，确定姿态控制策略，通过不同的姿态控制策略可实现对卫星轨道和姿态的不同控制方式，可针对不同的轨道控制要求进行轨道控制。同时，在采用角动量交换方式时，结合动量轮的控制能力，对超出动量轮的累积角动量进行卸载，使动量轮角动量回到规定值，避免动量轮饱和、失去控制能力。附图说明图1为本专利技术流程图。具体实施例方式下面就结合附图对本专利技术做进一步介绍。图1所示为本专利技术的轨道和姿态控制方法，下面结合本专利技术实施例对本专利技术所述方法做进一步描述。( I)确定轨道控制干扰力矩由于轨道控制发动机推力偏斜及横移、安装误差、星体质心移动等原因，轨道控制发动机喷气时可能会产生大的干扰力矩，引起星体姿态变化。本专利技术实施例中至少包括以下两种方法用于确定轨道控制干扰力矩:I)基于模型的分析法:根据轨道控制发动机安装位置匕、推力大小和方向/ I体质心位置U进行分析，产生的干扰力矩为巧=Qje, -Dx^，要注意全寿命周期的质心位置和推力变化。2)基于试验的计算法:在轨对轨道控制发动机进行喷气测试，根据喷气期间星体三轴角速度的变化大小计算干扰力矩。假设喷气前后由陀螺测量的星体三轴角速度分别为ω⑴、ω (t+ Δ t)，卫星转动惯量为Jsat,则产生的干扰力矩为本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种卫星轨道和姿态控制方法，其特征在于：包括以下步骤：确定轨道控制干扰力矩；根据所述干扰力矩确定姿态控制策略，所述姿态控制策略包括喷气控制方式或角动量交换控制方式；根据所述姿态控制策略确定轨道控制喷气策略；根据所述喷气策略进行轨道和姿态控制。

【技术特征摘要】
1.一种卫星轨道和姿态控制方法，其特征在于:包括以下步骤: 确定轨道控制干扰力矩； 根据所述干扰力矩确定姿态控制策略，所述姿态控制策略包括喷气控制方式或角动量交换控制方式； 根据所述姿态控制策略确定轨道控制喷气策略； 根据所述喷气策略进行轨道和姿态控制。2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，还包括在轨道和姿态控制结束后，对轨道控制结果与设计轨道控制结果进行比较，并获得轨道控制结果相对于设计轨道控制结果的比较误差。3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述干扰力矩4.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述干扰力矩5.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述姿态控制策略:在轨道控制发动机相对于...

【专利技术属性】
技术研发人员：王新民，袁军，张俊玲，马世俊，魏春岭，赵性颂，周剑敏，孙水生，刘捷，王淑一，刘其睿，
申请(专利权)人：北京控制工程研究所，
类型：发明
国别省市：