一种静止轨道卫星位置保持-角动量卸载联合控制方法技术

本发明专利技术公开的一种静止轨道卫星位置保持-角动量卸载联合控制方法，属于卫星姿轨控制技术领域。本发明专利技术的方法通过调整推力器使推力方向不对准卫星质心，同时产生用于位置保持的速度增量和用于角动量卸载的力矩，从而同时实现位置保持和角动量卸载，推力器进行位置保持后无需再次单独开机进行角动量卸载，从而能够减少推力器开关机次数。由于位置保持机动的过程中同时实现了角动量卸载，不需要再次耗费燃料进行角动量卸载，从而以燃料较少的方式实现位置保持-角动量卸载联合控制。本发明专利技术要解决的技术问题是在推力器关机次数较少且消耗较少燃料的情况下解决静止轨道卫星的位置保持、角动量卸载问题。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种静止轨道卫星位置保持-角动量卸载联合控制方法，属于卫星姿轨控制

技术介绍
静止轨道是指赤道上空与地球自转同步的航天器运行轨道，由于易于被地面站站天线捕获，运行于静止轨道的卫星在天气预报、电视信号传播、和全球通信等方面具有重要作用(翟光,张景瑞,周志成.静止轨道卫星在轨延寿技术研究进展[J].宇航学报.2012,33(7):849-859.)。为了便于与地面实现通信链接，静止轨道卫星应保持当地水平-当地垂直姿态，由于环境摄动的影响，一般利用动量轮系统实现姿态保持。当动量轮系统的力矩饱和时，应施加主动控制力矩进行角动量卸载(Chen,X.,Steyn,W.H.,Hodgart,S.,andHashida,Y.,OptimalCombinedReaction-WheelMomentumManagementforEarth-PointingSatellites,JournalofGuidance,Control,andDynamics,Vol.22,No.4,1999,pp.543-550.)。由于地球非球形引力、日月第三体引力以及太阳光压等摄动的影响，静止轨道卫星相对标称点位置发生漂移，静止轨道卫星也需要在一定时间间隔内进行轨道机动来抵消摄动因素的影响使卫星能够在任务周期内始终保持在卫星的定点窗口内(李恒年.地球静止卫星轨道与共位控制技术[M].北京:国防工业出版社,2010.)。将电推进系统的4个电推力器安装在卫星的背地板上，其中两个装在南面，两个装在北面(AnzelB.,StationkeepingtheHughesHS702SatellitewithaXenonIonPropulsionSystem,IAF-98-A.1.09,49thInternationalAstronauticalCongress,Sept28-Oct2,1998,Melbourne,Australia.)。两个南推力器(推力器SW(3)和SE(4))在赤经270°左右开机，两个北推力器(推力器NW(1)和NE(2))在赤经90°左右开机，推力对准质心，仅可以同时控制平经度、偏心率和轨道倾角。本专利方案通过较小幅度的改变推力器的方向(具体方向需要求解)，使推力器不对准卫星的质心，在位置保持的同时产生动量矩卸载动量轮系统的角动量，实现位置保持-角动量卸载的联合控制。
技术实现思路
本专利技术的目的是提供一种静止轨道卫星位置保持-角动量卸载联合控制方法，该方法能够在推力器关机次数较少且消耗较少燃料的情况下解决静止轨道卫星的位置保持、角动量卸载问题。本专利技术的目的是通过下述技术方案实现的。本专利技术公开的一种静止轨道卫星位置保持-角动量卸载联合控制方法，通过调整推力器使推力方向不对准卫星质心，同时产生用于位置保持的速度增量和用于角动量卸载的力矩，从而同时实现位置保持和角动量卸载，推力器进行位置保持后无需再次单独开机进行角动量卸载，从而能够减少推力器开关机次数。由于位置保持机动的过程中同时实现了角动量卸载，不需要再次耗费燃料进行角动量卸载，从而以耗费燃料较少的方式实现位置保持-角动量卸载联合控制。所述的使推力方向不对准卫星质心指推力器的方向在小幅度内调整，优选推力方向调整量在10°以内，可以避免较大的推力器方向调整对推力器寿命的影响。本专利技术公开的一种静止轨道卫星位置保持-角动量卸载联合控制方法，具体步骤如下：步骤一、确定一个位置保持周期轨道保持所需的初始轨道要素以及摄动对轨道要素一个位置保持周期的改变量，作为轨道保持的计算输入。根据地面站观测数据确定卫星的初始瞬时轨道要素，获取卫星经过一个位置保持周期内第一次开机处的平均轨道要素作为初始轨道要素。轨道保持所需的轨道要素包括轨道倾角矢量(ix，iy)、偏心率(ex，ey)、经度λ以及经度飘移率D，通过对轨道观测数据的处理可以获得初始平均轨道要素，分别为ix0、iy0、ex0、ey0、λ0和D0。通过对地球非球形引力、日月引力和太阳光压等摄动进行分析获得平均轨道要素一个位置保持周期内的改变量，分别为ΔixD、ΔiyD，ΔexD、ΔeyD和ΔDD。每个位置保持周期的角动量卸载量由在轨测量的当前的飞轮角动量确定。步骤二、确定一个位置保持周期内所需的轨道倾角矢量改变量(Δix，Δiy)、偏心率矢量改变量(Δex，Δey)。轨道倾角矢量和偏心率矢量可以通过施加轨道机动直接改变，一个位置保持周期内轨道倾角矢量所需改变量(Δix，Δiy)和偏心率矢量改变量(Δex，Δey)分别为：步骤三、确定一个位置保持周期内所需的平经度飘移率改变量ΔD。经度通过改变经度飘移率间接控制，而每个位置保持周期的经度飘移率的目标量由此位置保持周期的初始经度偏差Δλ0、一个位置保持周期内经度速度的改变量ΔDD和推力径向分量导致的经度改变量决定DR。位置保持过程中，经度变化变化范围较小，从而可以认为经度漂移加速度为常值。从而一个位置保持周期内漂移速度改变量为：ΔDD＝ΓλTD(4)其中，Γλ是地球非球形引力田谐项导致的经度变化的加速度，TD为一个位置保持周期的时间。四个推力器在轨道坐标系相对质心的切向、法向以及径向分量分别为dT、dN、dR。四个推力器在轨道坐标系相对质心的横向、法向以及径向分量分别为kT、kN、kR。在一个位置保持周期由于速度增量径向分量引起的平经度改变量为：其中，Δi为一个位置保持周期的轨道倾角改变量，相应的经度飘移率的改变量ΔD为：ΔD＝Dt-D0(6)其中D0是初始经度漂移率。步骤四、确定一个位置保持周期内所需的四个推力器的控制速度增量(ΔV1、ΔV2、ΔV3和ΔV4)和推力方向与位置保持轨道要素改变量(Δix，Δiy，Δex，Δey和ΔD)的关系。通过调整推力器方向使其不对准质心，从而产生力矩进行角动量卸载。对于推力器的方向调整带来的自由变量，此处以推力器方向矢量的幅值为自由变量，避开了使用正弦和余弦函数，易于求解。推力器方向调整后，第i个推力器方向在T(横向)、N(法向)和R(径向)三个方向的投影的幅值分别为pi·dT、qi·dN和dR，四次开机带来的速度增量分ΔV1、ΔV2、ΔV3和ΔV4。则第i个推力器在T、N和R方向的分量为：其中，i＝1,2,3,4。而推力器方向发生变化后，各个推力器在三个方向的分量由pi和qi确定。轨道倾角改变量(Δix，Δiy)与四个速度增量(ΔV1、ΔV2、ΔV3和ΔV4)的关系为：经度漂移率改变量ΔD与四个速度增量(ΔV1、ΔV2、ΔV3和ΔV4)的关系为：偏心率矢量改变量(Δex，Δey)与四个速度增量(ΔV1、ΔV2、ΔV3和ΔV4)的关系为：-(kR1ΔV1+kR2ΔV2-kR3ΔV3-kR4ΔV4)sinlΩ+2(kT1ΔV1-kT2ΔV2-kT3ΔV3+kT4ΔV4)coslΩ＝VsΔex(10)(kR1ΔV1+kR2ΔV2-kR3ΔV3-kR4ΔV4)coslΩ+2(kT1本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种静止轨道卫星位置保持‑角动量卸载联合控制方法，其特征在于：通过调整推力器使推力方向不对准卫星质心，同时产生用于位置保持的速度增量和用于角动量卸载的力矩，从而同时实现位置保持和角动量卸载，推力器进行位置保持后无需再次单独开机进行角动量卸载，从而能够减少推力器开关机次数。

【技术特征摘要】
1.一种静止轨道卫星位置保持-角动量卸载联合控制方法，其特征在于：通过调整推力器使推力方向不对准卫星质心，同时产生用于位置保持的速度增量和用于角动量卸载的力矩，从而同时实现位置保持和角动量卸载，推力器进行位置保持后无需再次单独开机进行角动量卸载，从而能够减少推力器开关机次数。
2.根据权利要求1所述的一种静止轨道卫星位置保持-角动量卸载联合控制方法，其特征在于：由于位置保持机动的过程中同时实现了角动量卸载，不需要再次耗费燃料进行角动量卸载，从而以耗费燃料较少的方式实现位置保持-角动量卸载联合控制。
3.根据权利要求1或2所述的一种静止轨道卫星位置保持-角动量卸载联合控制方法，其特征在于：所述的使推力方向不对准卫星质心指推力器的方向在小幅度内调整，优选推力方向调整量在10°以内。
4.一种静止轨道卫星位置保持-角动量卸载联合控制方法，其特征在于：包括如下步骤，
步骤一、确定一个位置保持周期轨道保持所需的初始轨道要素以及摄动对轨道要素一个位置保持周期的改变量，作为轨道保持的计算输入；
根据地面站观测数据确定卫星的初始瞬时轨道要素，获取卫星经过一个位置保持周期内第一次开机处的平均轨道要素作为初始轨道要素；轨道保持所需的轨道要素包括轨道倾角矢量(ix，iy)、偏心率(ex，ey)、经度λ以及经度飘移率D，通过对轨道观测数据的处理可以获得初始平均轨道要素，分别为ix0、iy0、ex0、ey0、λ0和D0；通过对地球非球形引力、日月引力和太阳光压等摄动进行分析获得平均轨道要素一个位置保持周期内的改变量，分别为△ixD、△iyD，△exD、△eyD和△DD；每个位置保持周期的角动量卸载量由在轨测量的当前的飞轮角动量确定；
步骤二、确定一个位置保持周期内所需的轨道倾角矢量改变量(△ix，△iy)、偏心率矢量改变量(△ex，△ey)；
轨道倾角矢量和偏心率矢量可以通过施加轨道机动直接改变，一个位置保持周期内轨道倾角矢量所需改变量(△ix，△iy)和偏心率矢量改变量(△ex，△ey)分别为，
步骤三、确定一个位置保持周期内所需的平经度飘移率改变量△D；
经度通过改变经度飘移率间接控制，而每个位置保持周期的经度飘移率的目标量由此位置保持周期的初始经度偏差△λ0、一个位置保持周期内经度速度的改变量△DD和推力径向分量导致的经度改变量决定DR；
位置保持过程中，经度变化变化范围较小，从而可以认为经度漂移加速度为常值；从而一个位置保持周期内漂移速度改变量为，
△DD＝ΓλTD(4)
其中，Γλ是地球非球形引力田谐项导致的经度变化的加速度，TD为一个位置保持周期的时间；
四个推力器在轨道坐标系相对质心的切向、法向以及径向分量分别为dT、dN、dR；四个推力器在轨道坐标系相对质心的横向、法向以及径向分量分别为kT、kN、kR；在一个位置保持周期由于速度增量径向分量引起的平经度改变量为，
其中，△i为一个位置保持周期的轨道倾角改变量，相应的经度飘移率的改变量△D为，
△D＝Dt-D0(6)
其中D0是初始经度漂移率；
步骤四、确定一个位置保持周期内所需的四个推力器的控制速度增量(△V1、△V2、△V3和△V4)和推力方向与位置保持轨道要素改变量(△ix，△iy，△ex，△ey和△D)的关系；
通过调整推力器方向使其不对准质心，从而产生力矩进行角动量卸载；对于推力器的方向调整带来的自由变量，此处以推力器方向矢量的幅值为自由变量，避开使用正弦和余弦函数，易于求解；推力器方向调整后，第i个推力器方向在T(横向)、N(法向)和R(径向)三个方向的投影的幅值分别为pi·dT、qi·dN和dR，四次开机带来的速度增量分△V1、△V2、△V3和△V4；
则第i个推力器在T、N和R方向的分量为，
其中，i＝1,2,3,4；
而推力器方向发生变化后，各个推力器在三个方向的分量由pi和qi确定；轨道倾角改...

【专利技术属性】
技术研发人员：张景瑞，赵书阁，胡权，张尧，潘屹，
申请(专利权)人：北京理工大学，中国空间技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京;11