專利名稱：一種衛星動量輪控制下的變軌間隔確定方法
技術領域：
本發明涉及一種衛星動量輪控制下的變軌間隔確定方法，屬于衛星軌道控制領域。
背景技術：
以往軌控發動機噴氣產生的干擾力矩都是由噴氣姿控發動機抵制，噴氣姿態控制具有力矩大且無角動量的約束，一般可將干擾力矩帶來的影響有效地控制下來，在全驅動控制方式下，通過三軸解耦控制方法實現對航天器的三軸控制。衛星在軌運行過程中，一旦因某種故障導致某一星體軸 的噴氣發動機無法正常工作時，則衛星噴氣控制變為一個欠驅動控制問題，以往的噴氣控制方法已經不適用，需要在“三軸輪控+磁卸載”的正常對地模式下，使用動量輪完成姿態控制以及軌控干擾力矩的吸收，實現軌道控制。在動量輪產生的控制力矩較小、軌控干擾力矩較大的情況下，如何確定軌道控制的變軌時間間隔，需要解決。國內外主要針對噴氣姿控下的軌控變軌策略進行了較多的研究，而沒有對衛星動量輪姿控下的軌控變軌策略進行研究。
發明內容
本發明解決的技術問題是:克服現有技術的不足，提出了一種衛星動量輪控制下的變軌間隔確定方法，在衛星噴氣推進系統失去正常姿控功能的情況下，采用“三軸輪控+磁卸載”完成姿態控制以及軌控干擾力矩的吸收，給出軌道控制的變軌時間間隔確定方法，實現衛星的軌道控制。本發明的技術解決方案是:一種衛星動量輪控制下的變軌間隔確定方法，步驟如下:(I)根據衛星動量輪的飽和角動量與標稱工作角動量計算衛星動量輪能夠承受的最大角動量變化值Hwmax,該最大角動量變化值Hwmax為飽和角動量與標稱工作角動量之差；(2)根據公式Td=J [ (t+ A t) - (t) ] / A t計算衛星的軌控推力器產生的干擾力矩Td，其中，At為軌控推力器的噴氣時間，軌控推力器噴氣前后的星體三軸角速度分別為Co⑴和《 (t+At)，J為衛星轉動慣量；一般情況下，軌控推力器產生的干擾力矩TdS向沿星體X軸或Z軸方向。(3)確定一個軌道周期中軌控推力器允許產生的積累干擾角動量Hp的幅值；(4)在滿足n* A tp〈Tp的條件下，通過公式Tin=Ts/n確定變軌時間間隔Tin，其中，n為每圈變軌次數，n=l，2，…，2N-1，Ts為衛星的軌道周期，N為正整數，A tp為噴氣時間，
Tp為一個軌道周期內的最長作用時間且有
權利要求
1.一種衛星動量輪控制下的變軌間隔確定方法，其特征在于步驟如下: (1)根據衛星動量輪的飽和角動量與標稱工作角動量計算衛星動量輪能夠承受的最大角動量變化值Hwmax,該最大角動量變化值Hwmax為飽和角動量與標稱工作角動量之差； (2)根據公式Td=J [co (t+A t)_ (t)]/At計算衛星的軌控推力器產生的干擾力矩Td，其中，At為軌控推力器的噴氣時間，軌控推力器噴氣前后的星體三軸角速度分別為CO (t)和CO (t+A t) , J為衛星轉動慣量； (3)確定一個軌道周期中軌控推力器允許產生的積累干擾角動量Hp的幅值； (4)在滿足n*A tp〈Tp的條件下，通過公式Tin=Ts/n確定變軌時間間隔Tin，其中，n為每圈變軌次數，n=l，2，…，2N-1，Ts為衛星的軌道周期，N為正整數，A tp為噴氣時間，Tp為 一個軌道周期內的最長作用時間且有
2.如權利要求1所述的一種衛星動量輪控制下的變軌間隔確定方法，其特征在于:所述步驟(2)中軌控推力器產生的干擾力矩Td方向沿星體X軸或Z軸方向。
3.如權利要求1所述的一種衛星動量輪控制下的變軌間隔確定方法，所述步驟(3)中一個軌道周期中軌控推力器允許產生的積累干擾角動量Hp的幅值為
4.如權利要求1所述的一種衛星動量輪控制下的變軌間隔確定方法，其特征在于:所述步驟(3)中積累干擾角動量Hp的幅值小于所述衛星動量輪能夠承受的最大角動量變化值Hwmax °
全文摘要
本發明公開了一種衛星動量輪控制下的變軌間隔確定方法，包括以下步驟(1)計算動量輪能夠承受的最大角動量變化；(2)獲取軌控推力器帶來的干擾力矩；(3)計算干擾角動量的幅值；(4)計算動量輪控制下的變軌時間間隔；(5)地面注入本次變軌序列的變軌數據塊；(6)執行變軌。本發明方法在動量輪控制下進行，一方面不至于動量輪飽和，另一方面，本發明設計的變軌方式不需要姿控發動機噴氣，僅僅需要軌控發動機噴氣即可實現變軌，節省燃料。
文檔編號G05D1/10GK103116361SQ201310055410
公開日2013年5月22日 申請日期2013年2月21日 優先權日2013年2月21日
發明者趙性頌, 袁軍, 程莉, 張輝, 王新民, 周劍敏, 張俊玲, 武占峰, 邢衛衛, 王哲 申請人:北京控制工程研究所