[发明专利]轨控过程中自主选取定姿方式的方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种航天器轨控过程中姿态确定的方法。特别是在轨控发动机干扰力矩较大，致使卫星姿态角速度较大，超出陀螺测量范围情况下，卫星能够自主引入星敏感器测量信息准确修正卫星姿态的方法。

背景技术

陀螺姿态预估方法在卫星姿态控制过程中较为常用，但由于其陀螺漂移的影响，使其只有在较短时间内应用才能保证定姿精度。而且一般高精度陀螺的测速范围是比较有限的，在卫星姿态角速度变化比较大，超出陀螺测量范围情况下，只靠陀螺数据估计卫星姿态会使估计姿态偏离卫星真实姿态，影响卫星控制精度。在卫星变轨过程中使用陀螺预估的方法避开了较为复杂的滤波算法，简化了星上实现，有利于提高轨控的可靠性，但由于测速范围有限带来的姿态偏差将使卫星的点火姿态偏离所需要的标称点火姿态，直接影响卫星的轨控效果。对于月球探测乃至深空探测等对轨控要求较高的卫星来说，轨控误差可能导致整个任务的失败。

陀螺与星敏感器组合定姿的方法在高精度卫星的三轴稳定控制中也较为常用。但其主要用于卫星的稳态控制过程。当卫星具有的姿态角速度较大时，会对星敏感器的星图识别能力产生不利的影响，星敏感器不能正常输出数据，从而不能及时地修正卫星估计姿态，仍然会使卫星估计姿态偏离实际姿态。若在轨控过程中使用同样会影响轨控效果，严重时导致轨控任务失败。

多数静止轨道或中低轨道卫星变轨控制时，姿态确定只利用陀螺的测量信息进行。变轨发动机干扰力矩较大时，有可能导致卫星出现较大的姿态角速度，当此角速度超过陀螺的测量范围时，只靠陀螺进行姿态预估会导致卫星确定姿态与卫星实际姿态不符，使卫星实际姿态不断偏离点火姿态，影响轨控精度，严重时可能导致轨控失败。

发明内容

本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，针对可能出现的轨控时姿态角速度大，超过陀螺测量范围的情况，提出了一种轨控期间姿态角速度在陀螺可测量范围内时，利用陀螺数据估计卫星姿态，出现超出陀螺测量范围的较大姿态角速度时，自主引入星敏感器姿态修正的方法，即提出一种轨控期间根据卫星姿态角速度测量值，自主选取定姿方式的方法，减小轨控过程中的姿态误差，提高轨控精度，有效地保证轨控及时、准确地完成。

轨控过程中自主选取定姿方式的方法是指当轨控过程中星体角速度较小时，仅选择陀螺预估进行姿态确定；当卫星姿态角速度较大，超过陀螺测量范围时，自主选择陀螺预估与星敏感器姿态修正的方法进行姿态确定。

本发明的技术解决方案：轨控过程中自主选取定姿方式的方法，其特征在于包括：

(1)根据陀螺测量数据预估卫星惯性姿态：

首先根据陀螺的测量信息计算卫星的姿态角速度，然后计算三轴绝对角速度，最后根据绝对角速度，预估卫星的惯性姿态；

(2)判断是否需要引入星敏感器姿态修正：

根据陀螺的测量信息，判断卫星的姿态角速度是否超过了陀螺的测量范围，若未超出测量范围，则继续利用陀螺预估卫星惯性姿态，转入步骤(1)，进行下一周期的卫星惯性姿态预估，若超过根据陀螺测量范围设定的门限值，则设定陀螺超限的标志，然后判断卫星三轴的姿态角速度是否满足星敏感器的工作条件要求，当满足星敏感器的工作条件要求时，则转入步骤(3)，否则继续采用陀螺测量数据预估卫星惯性姿态，转入(1)。

(3)引入星敏感器进行姿态修正。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明可在轨控过程中根据实际情况自主选用不同的定姿方法，不轻易中止轨控，可保证轨控顺利进行。

(2)本发明通过星敏感器信息的引入，有效保证了大推力轨控发动机变轨过程中姿态确定的精度。从而在轨控过程中，准确、及时地进行姿态控制。

(3)该方法适用于航天器的大推力变轨控制。特别适合在后续深空探测系列卫星中应用。具有继承性好、可移植性好的特点。

附图说明

图1为本发明方法的流程图；

图2为轨控过程定姿方式转换流程图；

图3为本发明方法的仿真曲线；

图4为常规方法的仿真曲线；

其中，图3、图4的仿真曲线中，曲线1代表qw(0)、曲线2代表qw(1)、曲线3代表qw(2)，分别为卫星实际姿态四元数的矢量部分；曲线4代表q(0)、曲线5代表q(1)、曲线6代表q(2)，分别为卫星姿态四元数矢量部分的星上估计值。

具体实施方式