[发明专利]一种卫星轨道控制方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种卫星轨道控制方法，可直接应用于具有欠驱动推力器和动量轮的卫星轨道控制领域。

背景技术

以往卫星的轨道控制大都是基于三轴姿态控制发动机喷气控制实现姿态稳定，或者在轨道控制发动机干扰力矩较小且轨道控制时间较短时，利用动量轮可吸收轨道控制干扰力矩时，利用轮控维持姿态稳定。但是，在对地定向的卫星姿态控制发动机故障（即出现欠驱动的情况）、轨道控制发动机干扰力矩较大且要求轨道调整量较大时，无法仅利用姿态控制发动机或者动量轮实现姿态稳定。

目前没有使用欠驱动推力器和动量轮实现大干扰力矩情况下的快速轨道控制方法。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是：针对轨道控制发动机工作时会产生较大干扰力矩，姿态控制发动机为欠驱动的情况且要求轨道调整量较大时，提出了一种基于姿态控制发动机和动量轮结合的卫星轨道控制方法，可实现欠驱动情况下的快速轨道机动。

本发明包括如下技术方案：一种卫星轨道控制方法，能够在偏航轴和滚动轴的其中一个轴的姿态控制发动机工作不正常情况下实现卫星的轨道控制，包括如下步骤：

（1）对姿态控制发动机工作正常的两个轴进行动量轮卸载条件判断，当满足动量轮卸载条件时，转入步骤（5）；当不满足动量轮卸载条件时，转入步骤（2）；

（2）采用动量轮进行三轴姿态控制；

（3）判断卫星三轴姿态角和角速度是否均小于设定的角度阈值和角速度阈值；如果卫星三轴姿态角和角速度均小于设定的角度阈值和角速度阈值则转入步骤（4）；否则转入步骤（2）；

（4）计算轨道控制时间，轨道控制发动机按照所计算的轨道控制时间进行轨道控制，在轨道控制结束后返回步骤（1）；

（5）对姿态控制发动机工作正常的两个轴进行动量轮卸载，对姿态控制发动机工作不正常的轴采用动量轮进行姿态控制；然后返回步骤（1）。

所述步骤（1）中，若当前角动量与标称角动量的差值大于设定的角动量偏差阈值，则满足动量轮卸载条件；若当前角动量与标称角动量的差值不大于设定的角动量偏差阈值，则不满足动量轮卸载条件。

所述轨道控制时间的根据如下公式计算：

t_△=(Hz_△-Hz-Iz*wz)/Tgz

其中：t_△为轨道控制时间；Hz_△为姿态控制发动机工作不正常的轴的动量轮的角动量阈值；Hz为姿态控制发动机工作不正常的轴的实际角动量；Iz为姿态控制发动机工作不正常的轴的转动惯量；wz为姿态控制发动机工作不正常的轴的角速度；Tgz为轨道控制发动机在姿态控制发动机工作不正常的轴上产生的干扰力矩。

本发明与现有技术相比具有如下优点：

本发明针对在偏航轴和滚动轴姿态控制发动机的其中一个轴工作不正常情况下、轨道控制发动机工作时产生较大干扰力矩的卫星，利用轨道罗盘原理，将偏航轴（或滚动轴）的干扰角动量转移到滚动轴（或偏航轴）上，并采用姿态控制发动机的推力器对工作正常两个轴的动量轮卸载，转移并消除干扰角动量。

本发明利用姿态控制发动机和动量轮结合进行轨道控制，在偏航轴有较大干扰力矩、姿态控制发动机为欠驱动且要求轨道调整量较大的情况下实现了在较短时间内的连续轨道控制。

附图说明

图1为本发明的卫星轨道控制方法的流程图。

图2为卫星控制系统的组成示意图。

图3为三轴的姿态角曲线示意图；图3a为滚动轴姿态角曲线示意图；图3b为俯仰轴姿态角曲线示意图，图3c为偏航轴姿态角曲线示意图；其中横坐标为时间（s），纵坐标为姿态角（度）。

图4为三轴的姿态角速度曲线示意图；图4a为滚动轴姿态角速度曲线示意图，图4b为俯仰轴姿态角速度曲线示意图，图4c为偏航轴姿态角速度曲线示意图；其中横坐标为时间（s），纵坐标为姿态角速度（度/秒）。

具体实施方式

下面就结合附图对本发明做进一步介绍。

所述欠驱动的情况为偏航或滚动姿态控制发动机工作不正常的情况，下面以偏航轴姿态控制发动机工作不正常、且轨道控制过程中产生偏航干扰力矩的情况为例进行说明，对于滚动轴的姿态控制发动机工作不正常的情况可类同。

如图1所示，本发明的卫星轨道控制方法步骤如下：

（1）对滚动、俯仰轴进行动量轮卸载条件判断；当满足动量轮卸载条件时，转入步骤（5）；当不满足动量轮卸载条件时，转入步骤（2）；