[发明专利]一种全电推进卫星变轨过程角动量卸载方法及系统

说明书

本发明公开了一种全电推进卫星变轨过程角动量卸载方法，该方法包括如下步骤：每个轨道周期开始之前，设定卸载弧段A和卸载弧段B；计算确定电推力器推力方向调整角度；判断卸载弧段A的电推力器推力方向调整角度是否超出临界值，若未超过临界值，则进入卸载弧段A；若超过临界值，需重新调整卸载弧段A的角动量卸载量，然后重新计算电推力器推力方向调整角度，进入卸载弧段A，卸载弧段A完成卸载后，再次通过新的轮系角动量积累确定新的角动量卸载量，并计算确定新的电推力器推力方向调整角度，进入卸载弧段B。本发明解决变轨过程电推力器执行轨道机动控制任务情况下的角动量卸载问题，实现全电推进卫星轨道机动与角动量卸载的联合控制。

技术领域

本发明属于卫星轨道姿态动力学与控制技术领域，尤其涉及一种全电推进卫星变轨过程角动量卸载方法及系统。

背景技术

全电推进卫星(All-Electric Propulsion Satellite)采用高比冲的电推进系统(如离子电推进或霍尔电推进等)，取代复杂的双组元统一化学推进系统，来实现星箭分离后的卫星转移轨道变轨、卫星入轨后的在轨位置保持、角动量卸载及离轨等任务。全电推进卫星由于电推力器配置数量、安装位置以及在轨供电功率的限制，其东西、南北位置保持控制相互耦合，且电推力器故障模式下控制参数减少，位置保持策略设计非常复杂。

全电推进卫星一般配置4台电推力器，呈矩形构型通过双轴矢量调节机构安装于卫星背地板或南北板，包含2个分支，每个分支包含对角线2台电推力器，2个分支互为备份。卫星变轨过程中，一般采用2台电推力器同时点火工作，其推力方向平行，且合力通过卫星质心，合力矩为零。全电推进卫星转移过程较长，一般可达3～6个月，且基本全部轨道弧段都在进行变轨机动。卫星姿态控制采用飞轮系统作为执行机构，全电推进卫星变轨过程受到多种空间环境力矩作用，如太阳光压力矩、气动力矩、重力梯度力矩等，需及时对轮系角动量积累进行卸载。电推力器作为轨控与角动量卸载唯一的执行机构，使得轨道控制与角动量卸载之间存在较强的耦合影响，在变轨策略已经确定的前提下，设计对变轨机动过程影响较小的角动量卸载策略具有一定的技术难度。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服先有技术的不足，提供了一种全电推进卫星变轨过程角动量卸载方法及系统，变轨机动产生的影响尽量小，解决变轨过程电推力器执行轨道机动控制任务情况下的角动量卸载问题，实现全电推进卫星轨道机动与角动量卸载的联合控制。

本发明目的通过以下技术方案予以实现：根据本发明的一个方面，提供了一种全电推进卫星变轨过程角动量卸载方法，所述方法包括如下步骤：步骤一：每个轨道周期开始之前，设定卸载弧段A和卸载弧段B，卸载弧段A在卸载弧度B之前，卸载弧段B为卸载弧段A的备选弧段；步骤二：卸载弧段A开始之前通过轮系角动量积累确定角动量卸载量，并计算确定电推力器推力方向调整角度；步骤三：判断卸载弧段A的电推力器推力方向调整角度是否超出临界值，若未超过临界值，则进入卸载弧段A；步骤四：若超过临界值，需重新调整卸载弧段A的角动量卸载量，然后重新计算电推力器推力方向调整角度，进入卸载弧段A，卸载弧段A完成卸载后，再次通过新的轮系角动量积累确定新的角动量卸载量，并计算确定新的电推力器推力方向调整角度，进入卸载弧段B。

上述全电推进卫星变轨过程角动量卸载方法中，在步骤一中，卸载弧段A和卸载弧段B之间的间隔为2～3小时；

每个卸载弧段的时间长度如下：

其中，ΔH为角动量卸载量，根据卫星在轨角动量积累情况确定；F_p为电推力器推力，h_m为质心相对推力器作用点的高度，Δα为推力器转角。

上述全电推进卫星变轨过程角动量卸载方法中，在步骤二中，角动量卸载量按照如下步骤计算：

根据轮系角动量积累和轮系安装参数可确定整星角动量：

H_b＝CH_w