一种控制超低轨道卫星姿态的大气阻力矩补偿方法及系统技术方案

本发明专利技术公开了一种控制超低轨道卫星姿态的大气阻力矩补偿方法及系统，在不额外增加卫星系统硬件配置的情况下，通过导引姿态以适应卫星在不同轨道位置上的大气来流，从而最大限度减少大气阻力和阻力矩，不增加卫星的额外硬件成本；不采用增加推进剂消耗来抵抗大气阻力，也不需要采用大角动量飞轮系统吸收阻力矩，完全基于卫星现有硬件配置来实现，经济性好，特别适合成本低的小卫星；其次，控制效果好，测试仿真表明，本发明专利技术可将气动阻力和阻力矩减小到未补偿前的三分之一，具有良好的可实现性。

【技术实现步骤摘要】
一种控制超低轨道卫星姿态的大气阻力矩补偿方法及系统
本专利技术涉及超低轨道卫星克服大气阻力和阻力矩
，具体涉及一种控制超低轨道卫星姿态的大气阻力矩补偿方法及系统。
技术介绍
目前，超低轨道是指轨道高度在200km左右，运行与此轨道高度的卫星称为超低轨道卫星。相对比传统运行于500km～600km轨道高度的低轨卫星，超低轨道卫星具有无可比拟的优势，比如：利于实现更高的光学相机空间分辨率；信号传输功耗更小；发射成本更低；以及可快速部署等。然而，飞行于超低轨道的卫星也面临严峻的挑战，使得实现长期稳定超低轨道飞行充满风险，其中最主要的困难在于相对传统500km高度大气阻力增加显著。大气阻力一方面，引起轨道快速衰减，大幅缩短了卫星在轨寿命。200km高度大气密度是500km高度的1000倍以上，仿真计算表明，面质比为0.01㎡/kg，阻力系数为2.2的卫星，在太阳活动平年，在400km轨道高度，每天衰减轨道高度约为0.4km；在200km轨道高度，每天衰减27km。另一方面，大气阻力矩极易引起卫星姿态扰动，甚至使得整星失去控制能力。当运行于超低轨道时，大气阻力往往形成的静不定力矩，虽然这种力矩可以采用姿控飞轮等执行机构加以控制，但也使得飞轮易出现角动量饱和，进而失去姿控能力。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题是大气阻力和大气阻力矩造成超低轨道卫星轨道衰减和卫星姿态扰动问题，目的在于提供一种控制超低轨道卫星姿态的大气阻力矩补偿方法及系统，通过合理规划卫星姿态导引率，使得卫星纵轴指向始终与来流速度方向平行，最大限度减少气动阻力和阻力矩。本专利技术通过下述技术方案实现：一种控制超低轨道卫星姿态的大气阻力矩补偿方法及系统，包括以下步骤：S1：卫星姿控计算机对卫星系统预设的星上轨道参数进行预处理，通过计算得到卫星轨道运行切向线速度Vu和径向线速度Vr；S2：卫星姿控计算机根据计算得到的卫星轨道运行切向线速度Vu和径向线速度Vr,通过公式得到卫星本体系下的轨道运行线速度其中，CBO是卫星姿态矩阵；S3：卫星姿控计算机对卫星系统预设的大气自转角速度ωe和卫星地心距矢量，通过公式和公式十算得到大气自转线速展其中，CBI为卫星惯性姿态矩阵，m为修正系数，取1.0～1.5；S4：卫星姿控计算机根据步骤S2得到的卫星本体系下的轨道运行线速度和根据步骤S3得到的大气自转线速度通过公式得到大气相对卫星的速度为S5：卫星姿控计算机提取大气自转线速度矢量中的第一元素和第二元素，通过公式计算得到所述卫星的姿态引导率ψb；S6：卫星姿控计算机计算得到所述卫星的姿态引导率ψb后，卫星姿控计算机对卫星的姿态引导率ψb进行转换处理，得到卫星偏航引导控制力矩参数Tcz；S7：卫星姿控计算机把计算所得的卫星偏航引导控制力矩参数Tcz输入到控制器中，控制器根据卫星偏航引导控制力矩参数Tcz导引卫星本体变换到气动阻力最小的姿态。在不额外增加卫星系统硬件配置的情况下，通过导引姿态以适应卫星在不同轨道位置上的大气来流，从而最大限度减少大气阻力和阻力矩。进一步，所述星上轨道参数包括地心距参数、真近点角参数、半轴长参数和偏心率参数。进一步，所述卫星姿控计算机对卫星的姿态引导率ψb进行转换处理过程包括：所述卫星系统实时反馈卫星偏航角ψ和卫星偏航角速度至姿控计算机后，姿控计算机根据计算得来的姿态引导率ψb和接收的星偏航角ψ、卫星偏航角速度，通过公式Tcz＝KP(ψ-ψb)+KI∫(ψ-ψbdt+KDψ进行处理，计算得到卫星偏航导引控制力矩参数Tcz，不增加卫星的额外硬件成本；不采用增加推进剂消耗来抵抗大气阻力，也不需要采用大角动量飞轮系统吸收阻力矩，完全基于卫星现有硬件配置来实现，经济性好，特别适合成本低的小卫星；其次，控制效果好，测试仿真表明，本专利技术可将气动阻力和阻力矩减小到未补偿前的三分之一，具有良好的可实现性。进一步，所述卫星内置有执行上述步骤S1-S7的执行模块。本专利技术与现有技术相比，具有如下的优点和有益效果：本专利技术一种控制超低轨道卫星姿态的大气阻力矩补偿方法及系统，在不额外增加卫星系统硬件配置的情况下，通过导引姿态以适应卫星在不同轨道位置上的大气来流，从而最大限度减少大气阻力和阻力矩。首先，不增加卫星的额外硬件成本；不采用增加推进剂消耗来抵抗大气阻力，也不需要采用大角动量飞轮系统吸收阻力矩，完全基于卫星现有硬件配置来实现，经济性好，特别适合成本低的小卫星；其次，控制效果好，测试仿真表明，本专利技术可将气动阻力和阻力矩减小到未补偿前的三分之一，具有良好的可实现性。附图说明此处所说明的附图用来提供对本专利技术实施例的进一步理解，构成本申请的一部分，并不构成对本专利技术实施例的限定。在附图中：图1为卫星轨道周期内的需要的姿态导引率随时间的变化规律图；图2为姿态角速度变化规律图；图3为姿控力矩变化规律图；图4为卫星气动阻力变化规律图；图5为卫星气动阻力矩变化规律图；图6为卫星姿态大气阻力矩补偿方法流程图。具体实施方式为使本专利技术的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面结合实施例和附图，对本专利技术作进一步的详细说明，本专利技术的示意性实施方式及其说明仅用于解释本专利技术，并不作为对本专利技术的限定。在以下描述中，为了提供对本专利技术的透彻理解阐述了大量特定细节。然而，对于本领域普通技术人员显而易见的是：不必采用这些特定细节来实行本专利技术。在其他实例中，为了避免混淆本专利技术，未具体描述公知的结构、电路、材料或方法。在整个说明书中，对“一个实施例”、“实施例”、“一个示例”或“示例”的提及意味着：结合该实施例或示例描述的特定特征、结构或特性被包含在本专利技术至少一个实施例中。因此，在整个说明书的各个地方出现的短语“一个实施例”、“实施例”、“一个示例”或“示例”不一定都指同一实施例或示例。此外，可以以任何适当的组合和、或子组合将特定的特征、结构或特性组合在一个或多个实施例或示例中。此外，本领域普通技术人员应当理解，在此提供的示图都是为了说明的目的，并且示图不一定是按比例绘制的。这里使用的术语“和/或”包括一个或多个相关列出的项目的任何和所有组合。在本专利技术的描述中，需要理解的是，术语“前”、“后”、“左”、“右”、“上”、“下”、“竖直”、“水平”、“高”、“低”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本专利技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本专利技术保护范围的限制。实施例1)如图1所示，本专利技术一种控制超低轨道卫星姿态的大气阻力矩补偿方法及系统，根据星上轨道参数(半长轴a、偏心率e、真近点角f和地心距r)，计算得到卫星轨道运行切向线速度和径向线速度卫星本体系下的轨道运动线速度其中CBO是卫星姿态矩阵，本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种控制超低轨道卫星姿态的大气阻力矩补偿方法，其特征在于，包括以下步骤：/nS1：卫星姿控计算机对卫星系统的星上轨道参数进行预处理，通过计算得到卫星轨道运行切向线速度V

【技术特征摘要】
1.一种控制超低轨道卫星姿态的大气阻力矩补偿方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1：卫星姿控计算机对卫星系统的星上轨道参数进行预处理，通过计算得到卫星轨道运行切向线速度Vu和径向线速度Vr；
S2：卫星姿控计算机根据计算得到的卫星轨道运行切向线速度Vu和径向线速度Vr,通过公式得到卫星本体系下的轨道运行线速度其中，CBO是卫星姿态矩阵；
S3：卫星姿控计算机对卫星系统预设的大气自转角速度ωe和卫星地心距矢量通过公式和公式计算得到大气自转线速度其中，CBI为卫星惯性姿态矩阵，m为修正系数，取1.0～1.5；
S4：卫星姿控计算机根据步骤S2得到的卫星本体系下的轨道运行线速度和根据步骤S3得到的大气自转线速度通过公式得到大气相对卫星的速度为
S5：卫星姿控计算机提取大气自转线速度矢量中的第一元素和第二元素，通过公式计算得到所述卫星的姿态引导率ψb；
S6：卫星姿控计算机计算得到所述卫星的姿态引导率ψb后，卫星处理器对卫星的姿态引导率ψ...

【专利技术属性】
技术研发人员：黎康，祁飞，刘伟，邹晶晶，郑覃，黄一，
申请(专利权)人：成都天巡微小卫星科技有限责任公司，
类型：发明
国别省市：四川;51