專利名稱：一種欠驅動的衛(wèi)星消旋控制方法
技術領域：
本發(fā)明涉及一種衛(wèi)星姿態(tài)控制方法。
背景技術：
消旋控制一般用于自旋穩(wěn)定衛(wèi)星，許多衛(wèi)星都采用自旋穩(wěn)定方式來穩(wěn)定姿態(tài)，其自旋軸與軌道平面垂直，這種姿態(tài)穩(wěn)定方式的優(yōu)點是簡單且抗干擾能力強，當衛(wèi)星受到恒定干擾力矩作用時，其自旋軸以等速漂移，而不是加速漂移。自旋穩(wěn)定是利用衛(wèi)星繞自旋軸旋轉時具有的定軸性使自旋軸在無外力矩作用時在慣性空間保持方向不變的姿態(tài)穩(wěn)定方式，當有外力作用時，自旋衛(wèi)星角動量矢量的方向將以某一角速度進動，當瞬時旋轉軸與自旋軸不重合時，自旋衛(wèi)星會出現(xiàn)章動，為了保持自旋軸的定軸性，便需通過消耗衛(wèi)星自身能量或者采用章動阻尼器把章動衰減掉。從動力學分析，內部有能量耗散的自旋衛(wèi)星只有繞其最大慣量軸自旋才是穩(wěn)定的，但是該情況下阻尼慢而且要求衛(wèi)星為軸對稱短粗形，因此自旋衛(wèi)星通常需要采用主動控制系統(tǒng)來調整衛(wèi)星姿態(tài)和自旋速度，以抵消干擾力矩影響或使自旋軸進動到預定姿態(tài)，另外還需對章動進行阻尼，消除衛(wèi)星自旋軸的章動。特殊情況下，消旋控制也用于三軸穩(wěn)定衛(wèi)星的搶救過程。衛(wèi)星一般設計有噴氣推進控制系統(tǒng)，軸向發(fā)動機產生自旋平面內的力矩，用于自旋軸進動即角動量方向控制；切向發(fā)動機用于控制轉速即角動量大小(如啟旋、消旋、轉速保持等)；徑向發(fā)動機用于變軌。自旋穩(wěn)定衛(wèi)星的自旋軸和噴氣發(fā)動機的安裝位置一般具有嚴格的幾何關系，因此自旋衛(wèi)星設計不僅要考慮構型，而且要沿軸向、切向和徑向等三個方向配置噴氣發(fā)動機等執(zhí)行機構。如果總是存在有噴氣發(fā)動機僅在消旋方向有力矩，則屬于全驅動消旋控制，否則屬于欠驅動消旋控制，即所有的噴氣發(fā)動機中，不存在僅在消旋方向上有噴氣力矩的發(fā)動機，或者說所有噴氣發(fā)動機僅在消旋方向存在大小不等的力矩分量。衛(wèi)星在消旋控制過程中，如果衛(wèi)星噴氣控制屬于欠驅動控制，若仍采用全驅動消旋控制的方法則無法達到控制目的，甚至危及衛(wèi)星安全。國內外文獻主要針對全驅動消旋控制進行了一系列研究，雖然國內外有在軌衛(wèi)星故障和搶救的報道，但均沒有涉及欠驅動的噴氣消旋控制。

發(fā)明內容
本發(fā)明的技術解決問題是:克服現(xiàn)有技術的不足，提供了一種針對噴氣控制力矩與進動方向不一致的欠驅動衛(wèi)星的消旋控制方法。本發(fā)明的技術解決方案是:一種欠驅動的衛(wèi)星消旋控制方法，步驟如下:( I)利用姿態(tài)敏感器確定欠驅動衛(wèi)星的初始自旋軸方位，并根據(jù)目標自旋軸方位確定消旋控制的方向和大小ΛΗ;(2)確定各噴氣控制發(fā)動機所產生的噴氣控制力矩與消旋控制方向的幾何關系，選取噴氣控制力矩在消旋控制方向上分量最大的噴氣控制發(fā)動機作為消旋控制發(fā)動機；
(3)將消旋控制量Λ H分成η次進行調整，每一次調整的大小為ΛΗη，η為正整數(shù)，如果η不小于2，則前后兩次調整的時間間隔為整數(shù)倍個衛(wèi)星自旋周期Ts ;調整方法為:對于前k次調整，每一次都采用消旋控制發(fā)動機進行整個自旋周期全部噴氣的方式進行消旋控制；對于后n-k次調整，每一次從調整所在的衛(wèi)星自旋周期的起始時刻開始計時，在每隔TS/2N時刻使用所述的消旋控制發(fā)動機噴一個持續(xù)時間為Atn的脈沖，Atn=AHn/(Tjet.cosa.2n)，Tjet.cosa為消旋控制發(fā)動機所產生的噴氣控制力矩在消旋控制方向上的分量，N為正整數(shù)。本發(fā)明與現(xiàn)有技術相比的優(yōu)點在于:本發(fā)明方法首先確定消旋控制的方向和大小，然后確定消旋控制發(fā)動機，最后將消旋控制量分成η次進行調整，每次調整時均在特定時刻使用消旋控制發(fā)動機進行控制，調整方法簡便，并且使用“整數(shù)倍個自旋周期全噴氣”方式或“對稱點噴”方式的消旋策略，可以最大限度的減小章動的產生。本發(fā)明方法不僅適用于地面開環(huán)控制，也適用于星上自主閉環(huán)控制；不僅適用于全驅動控制方式，也適用于欠驅動控制方式；不僅適用于自旋穩(wěn)定衛(wèi)星，也適用于三軸穩(wěn)定衛(wèi)星搶救期間的消旋控制。


圖1為本發(fā)明實施流程圖；圖2為本發(fā)明自旋軸和噴氣發(fā)動機安裝位置的典型幾何關系示意圖；圖3為本發(fā)明自旋軸、消旋方向和噴氣控制力矩幾何關系示意圖；圖4為本發(fā)明消旋控制“對稱點噴”方式噴氣相位示意圖。
具體實施例方式下面就結合附圖對本發(fā)明做進一步介紹。本發(fā)明針對 噴氣控制力矩與消旋方向不一致的欠驅動衛(wèi)星，提供了一種工程可操作性強的、適用于消旋控制的方法，流程如圖1所示，主要步驟如下:(I)確定欠驅動衛(wèi)星自旋軸和消旋控制的方位和大小衛(wèi)星消旋控制前要分析衛(wèi)星初始自旋軸的方位和大小，自旋軸的方位和大小是根據(jù)姿態(tài)敏感器確定的，如太陽敏感器，確定方法一般采用幾何法或代數(shù)法。根據(jù)初始自旋軸和目標自旋軸的大小即可確定衛(wèi)星的消旋控制方向和大小。具體確定方法可參考《屠善澄，衛(wèi)星姿態(tài)動力學與控制[Μ]，宇航出版社，2001》。(2)確定各噴氣控制發(fā)動機和消旋控制方向的幾何關系如果發(fā)動機產生的力矩和消旋方向一致，或者即便有分量但分量可以使用其它發(fā)動機產生的全部力矩來控制，則屬于全驅動控制，該情況可以采用常規(guī)策略進行控制。如果發(fā)動機產生的力矩和消旋方向不一致，而且干擾力矩分量沒有其它方向的發(fā)動機來控制，則屬于欠驅動控制。兩者一般根據(jù)姿態(tài)遙測數(shù)據(jù)確定，主要分析控制力矩和陀螺測量的響應是否一致，即是否滿足=Tn /./, (i=x，y,z)^f|Jj由某方向陀螺計算的角速度、Tcd為由噴氣推進系統(tǒng)產生的控制力矩、Ji為衛(wèi)星慣量，X，I, Z分別為切向軸、徑向軸和自旋軸。如果發(fā)動機僅在消旋方向滿足上述關系式，則屬于全驅動消旋控制，否則屬于欠驅動消旋控制。在欠驅動消旋控制的情況下，需要分析可以用來進行消旋控制的發(fā)動機產生的力矩大小和方向，及其和消旋方向的幾何關系。(3)確定進行消旋控制的噴氣發(fā)動機通過上述分析，選取進行消旋控制的發(fā)動機，如果屬于全驅動控制，則選取發(fā)動機的噴氣控制力矩方向與消旋控制方向完全一致的發(fā)動機作為消旋控制發(fā)動機即可，這種方式屬于常規(guī)方式。而對于欠驅動控制的情況，則需要選取消旋控制分量大的發(fā)動機，即選取噴氣控制力矩在消旋控制方向上分量最大的噴氣控制發(fā)動機作為消旋控制發(fā)動機。(4)欠驅動消旋控制對于全驅動消旋控制，可以采用常規(guī)策略進行控制。對于噴氣控制力矩與消旋方向不一致的欠驅動衛(wèi)星，需要利用力矩分量進行消旋控制。為了減小產生的章動，本發(fā)明方法設計“整數(shù)倍個自旋周期全噴氣”方式或“對稱點噴”方式的消旋策略，一次消旋完成后，應使星體自然阻尼一段時間(一般取I個自旋周期)，衰減本次控制的章動角度，之后才可以進行下次的消旋控制。該方式可以星上自主閉環(huán)控制也可以采用地面指令控制的開環(huán)模式。如圖3所示，假設自旋軸H方向和噴氣控制力矩Tjrt方向的夾角為α，則噴氣控制力矩Tjert與H平行的分量大小為Tjrtjlire=Tjert.cos α、與H垂直的分量大小為Tjrt—Hiia=Tjet.sina。由此可見，如果整個自旋周期均噴氣或采用對稱點噴方式，則Tjetjlire將累積而T#Hei會抵消。發(fā)動機噴氣At時間，則噴氣控制產生的自旋軸角動量變化為AH=Tjet.At.cosa。由此可見，如果采用“整數(shù)倍個自旋周期全噴氣”方式或“對稱點噴”方式的消旋策略，則AH=Tjet.At.cosa，此時引起的章動角也很小，當衛(wèi)星有較好的章動阻尼時，經過適當次數(shù)的噴氣，總可以把衛(wèi)星自旋軸消旋控制到期望大小?！罢麛?shù)倍個自旋周期全噴氣”方式不難實現(xiàn)，即噴氣時間為m*Ts，其中Ts為衛(wèi)星自旋周期，m為整數(shù)個數(shù)?！皩ΨQ點噴”方式則是在一個周期內噴氣2~欠，其中N為整數(shù)，從調整所在的衛(wèi)星自旋周期的起始時刻開始計時，在每隔Ts/2n時刻使用所述的消旋控制發(fā)動機噴一個持續(xù)時間為Atn的脈沖，Λ tn= Λ Hn/(Tjet.cosa.2ν)，Λ Hn為消旋角動量，Tjet.cosa為消旋控制發(fā)動機所產生的噴氣控制力矩在消旋控制方向上的分量。為了提高效率，一般在消旋初期采用“整數(shù)倍個自旋周期全噴氣”方式，在消旋末期(接近目標自旋軸時)則采用“對稱點噴”方式。以利用數(shù)字太陽敏感器信息進行星上自主的消旋控制為例，消旋控制的基本策略如下:a.根據(jù)數(shù)字太陽敏感器的測量數(shù)據(jù)確定衛(wèi)星的自旋軸和自旋周期Ts。b.在消旋初期采用“整數(shù)倍個自旋周期全噴氣”方式，在tzO時刻開始進行消旋控制，發(fā)動機噴氣時間為m*Ts。控后進行衛(wèi)星狀態(tài)監(jiān)測。間隔I個周期再進行下一次噴氣控制。c.在消旋末期采用“對稱點噴”方式，在tzO+k*Ts/2N時刻進行消旋控制，k表示一個自旋周期內的噴氣次序(k=0，l，…，2N-1)，每次噴氣時間為Λ tN= Λ Hn/(Tjet.cosa.2Ν)，Λ HnS消旋角動量。d.利用遙測數(shù)據(jù)計算衛(wèi)星自轉軸與太陽矢量的夾角和衛(wèi)星自轉周期。數(shù)字太陽敏感器的測量輸出連續(xù)兩次過O的時間， 即經過了一個自旋周期Ts，噴氣基準時刻tzO可由數(shù)字太陽敏感器過O時規(guī)定。N由噴氣控制次數(shù)確定，章動衰減快，N可取大些。圖4為一個自旋周期進行四次消旋控制的“對稱點噴”方式示意圖，陰影區(qū)域表示噴氣弧段，此時進行消旋控制。本發(fā)明說明書中未作詳細描述的內容屬本領域技術人員的公知技術。
權利要求
1.一種欠驅動的衛(wèi)星消旋控制方法，其特征在于步驟如下: (1)利用姿態(tài)敏感器確定欠驅動衛(wèi)星的初始自旋軸方位，并根據(jù)目標自旋軸方位確定消旋控制的方向和大小ΛΗ; (2)確定各噴氣控制發(fā)動機所產生的噴氣控制力矩與消旋控制方向的幾何關系，選取噴氣控制力矩在消旋控制方向上分量最大的噴氣控制發(fā)動機作為消旋控制發(fā)動機； (3)將消旋控制量ΛH分成η次進行調整，每一次調整的大小為ΛΗη，η為正整數(shù)，如果η不小于2，則前后兩次調整的時間間隔為整數(shù)倍個衛(wèi)星自旋周期Ts ;調整方法為:對于前k次調整，每一次都采用消旋控制發(fā)動機進行整個自旋周期全部噴氣的方式進行消旋控制；對于后n-k次調整，每一次從調整所在的衛(wèi)星自旋周期的起始時刻開始計時，在每隔TS/2N時刻使用所述的消旋控制發(fā)動機噴一個持續(xù)時間為Atn的脈沖，Atn=AHn/(Tjet.cosa.2n)，Tjet.cos α為消旋控制發(fā)動機所產生的噴氣控制力矩在消旋控制方向上的分量，N為正整數(shù)。
全文摘要
一種欠驅動的衛(wèi)星消旋控制方法，步驟為(1)利用姿態(tài)敏感器確定欠驅動衛(wèi)星的初始自旋軸方位，并根據(jù)目標自旋軸方位確定消旋控制的方向和大小；(2)確定各噴氣控制發(fā)動機所產生的噴氣控制力矩和消旋控制方向的幾何關系，并選取噴氣控制力矩在消旋控制方向上分量最大的噴氣控制發(fā)動機作為消旋控制發(fā)動機；(3)在消旋初期采用“整數(shù)倍個自旋周期全噴氣”方式，在消旋末期則采用“對稱點噴”方式，使用消旋控制發(fā)動機進行消旋控制，一次消旋完成后，應使星體自然阻尼一段時間，之后再進行下次的消旋控制，直至衛(wèi)星的自旋軸到達目標自旋軸。本發(fā)明采用的消旋控制策略操作簡便，同時可以減小消旋控制所產生的章動。
文檔編號B64G1/26GK103072701SQ20131003628
公開日2013年5月1日 申請日期2013年1月30日 優(yōu)先權日2013年1月30日
發(fā)明者王新民, 徐福祥, 張篤周, 馬世俊, 張俊玲, 陳義慶, 席敦義, 劉杰, 雷擁軍, 王勝剛, 袁軍 申請人:北京控制工程研究所