专利名称：一种卫星的自主变轨方法
技术领域：
本发明涉及一种航天器自主变轨方法，适用于深空探测卫星等航天器的 准确自主变轨。
技术背景卫星自主实施变轨的方法较多。其中中低轨道对地定向卫星中变轨一般 在正常的对地运行姿态下进行，变轨方法比较筒单，由地面注入变轨发动机 的开关机时间，星上根据时间实现发动机的开关机操作，即可实现卫星轨道 控制。不涉及姿态机动和姿态调整等过多的阶段或阶段的转换，但是在深空 探测卫星中，中低轨道卫星的变轨方法已经不再适用，需要解决变轨前后的 姿态确定和控制等复杂程序，才能进行可靠变轨。静止轨道卫星的定点变轨控制中多采用地面控制的方式，由地面控制卫星从巡航姿态(卫星的十x轴对日定向姿态)转为点火姿态，控制中利用红外地球敏感器和太阳敏感器的数据进行姿态确定，其轨控过程中的卫星姿态确定 精度不高，影响轨控精度。该方法需要地面进行了大量的控制计算，地面操 作较为复杂，而且轨控发动机的开关机操作也由地面完成，地面指令的传输 链路时延等对轨控精度也会有影响。从而影响轨控窗口的唯一性(及时，准 确实施轨道控制)。 发明内容本发明的技术解决问题克服现有技术的不足，提出了一种星上自主进 行的姿态确定，姿态机动以及自主轨控的自主变轨方法。解决了深空探测卫 星的变轨问题，保证变轨准确、可靠、自动地完成。本发明的技术解决方案 一种卫星的自主变轨方法，其特征在于包括 (1)恒星捕获在卫星建立轨控点火姿态之前，预估卫星的惯性姿态， 进行卫星姿态控制，利用星敏感器信息标定陀螺漂移，利用加速度计的遥测数据标定加速度计零位偏差；(2) 惯性调姿当设置的程序时间到时，恒星捕获阶段自动转入惯性 调姿阶段，用于建立卫星轨控点火姿态，实现卫星姿态机动，利用陀螺的测 量数据以及恒星捕获过程中标定的陀螺漂移预估卫星惯性姿态，利用喷气控 制进行卫星姿态控制；(3) 恒星定向当设置的程序时间到时，惯性调姿阶段自动转入恒星 定向阶段，对卫星建立轨控点火姿态之后进行稳态控制，利用星敏感器对卫 星姿态进行滤波修正；(4) 轨控定向当设置的程序时间到时，恒星定向阶段自动转入轨控 定向阶段，进行轨控发动机开、关机控制，确定卫星的点火姿态，并进行点 火期间的姿态稳定控制。步骤(1)、步骤(2)和步骤(3)中所述的设置的程序时间是指首先 确定轨控发动;f几的开才几时间，即卫星轨道控制的点火时间，从此时间开始往 前推算变轨准备阶段各阶段的开始时间；根据恒星定向阶段姿态滤波修正算 法的姿态修正能力，可以确定恒星定向的开始时间，恒星定向阶段的时间要 保证修正算法将卫星在惯性调姿过程中由于陀螺漂移引起的姿态偏差修正 到变轨要求的范围内；从恒星定向的开始时间，根据卫星惯性调姿的能力以 及需要调姿的范围，倒推设置惯性调姿的开始时刻；在恒星捕获阶段，需要 标定陀螺漂移和加速度计的零位偏差，至少需要l小时，根据此时间需求， 即可从惯性调姿时刻开始前推恒星捕获的开始时间。本发明与现有技术相比的优点在于(1) 本发明的自主变轨采用恒星捕获、惯性调姿、恒星定向和轨控定向 相结合，实现了深空探测卫星的准确变轨。(2) 本发明的变轨控制采用由程序时间控制的自主控制流程，简化变轨 过程中的地面操作流程，提高了变轨可靠性和自动化程度。(3) 本发明在轨控发动机点火过程中采用了基于脉宽调制(P丽)的PID和滤波校正喷气姿态控制，抑制了液体晃动和太阳帆板的挠性振动，保证了 轨控的稳定性。(4)本发明方法可靠。可广泛应用于各种类型卫星的轨道控制。特别适 用于有关键点或是唯一窗口变轨要求的航天器的轨道控制。
图1为本发明的自主变轨方法流程图；图2为本发明基于脉宽调制(PWM)的PID和滤波校正喷气姿态控制的 原理图；图3为本发明的PID和滤波器校正环节示意图； 图4为本发明的P丽常值输入等效关系示意图； 图5为本发明轨控发动机双保险关机方法示意图。
具体实施方式
本发明的自主变轨方法包括变轨准备和变轨控制两个阶段。变轨准备阶 段从恒星捕获阶段开始，星上可以按照程序时间的控制，依次进入惯性调姿 和恒星定向阶段，最后进入变轨控制阶段，即轨控定向，自主完成轨控任务， 无需地面干预。本发明的具体实施方法如下本发明采用的自主变轨方法包括变轨准备和变轨控制两个阶段。其中变 轨准备包括恒星捕获、惯性调姿、恒星定向阶段，变轨控制即为轨控定向阶 段。上述各步骤间的转换流程参见图l。除恒星捕获阶段需要地面控制转入 外，其余各阶段的自主转换条件采用程序时间控制方式，即设定的阶段开始 时间到，控制软件自主控制卫星转入相应的工作阶段。恒星捕获阶段在卫星建立轨控点火姿态之前使用。主要进行精确的姿态 确定、标定陀螺漂移以及加速度计零位偏差。釆用陀螺预估和星敏感器滤波 修正的方法确定卫星的惯性姿态，采用喷气相平面和动量轮联合控制卫星姿 态。正常情况下该阶段由地面控制转入。在轨控段故障时可由速率阻尼阶段自主进入。程序时间到，自主转入惯性调姿阶段。惯性调姿阶段的功能为实现卫星大角度姿态机动。主要用于变轨准备阶 段建立卫星点火姿态。本阶段利用陀螺的测量数据以及恒星捕获过程中标定 的陀螺漂移预估卫星惯性姿态。使用相平面喷气控制律进行姿态控制。此时， 动量轮保持标称转速，不参与姿态控制。该阶段由恒星捕获阶段根据程序时 间自主转入。程序时间到自主转出至恒星定向阶段。恒星定向阶段主要用于卫星建立轨控点火姿态之后的稳态控制，利用星 敏感器对卫星姿态进行滤波修正，但不对标定好的陀螺漂移进行修正。由惯 性调姿阶段根据程序时间自主进入。程序时间到，自主转出到轨控定向阶段。轨控定向阶段用于轨控发动机开、关机控制和点火期间的姿态稳定控 制。考虑到轨控发动机点火的干扰力矩大，可能激发液体推进剂晃动和太阳 帆板挠性振动，设计了基于脉宽调制(P觀)的PID和滤波校正喷气姿态控制。 本阶段动量轮保持标称转速。轨控开机采取预先注入开机时间的自主程控点 火，轨控关机采用速度增量及时间双保险关机的控制方法，如图5所示。本 阶段由恒星定向阶段按照程序时间自主转入，轨控关机后自主转出。基于脉宽调制(PWM)的PID和滤波校正喷气姿态控制的控制原理如图 2所示。PID和校正滤波器如图3所示，输入量为卫星姿态角(C/p)和姿态角速度(")的测量估计值。输出为卫星需要的控制量。脉宽调制(PWM) 的等效关系如图4所示。其中/n,i/2，rw为调制器控制参数，输入量为PID和 滤波校正环节计算的控制量，输出量为推力器的脉宽信号。脉宽调制算法为 <formula>formula see original document page 7</formula>其中r-y，为调制器的输入量，即卫星所需要的控制量，^为调制器的输出信号，将此信号^加到累计点火时间4里，即可生成推力器的/l永宽信 号。<formula>formula see original document page 8</formula>其中^为控制周期，sgn(')为符号函数，^为推力器的控制脉宽；尸『 为计算导出的喷气脉宽；尸^为剩余的喷气量，初值为零。该控制方法的详细描述还可参见(《航天控制》2005年第一期题为《探 月卫星变轨控制时的姿态控制研究》的文章或其他相关书籍或文献)。轨控速度增量和时间双保险关机控制方法是指，在轨控发动机关^l的标 称时刻前后设置一个时间区间，在此时间区间之前禁止轨控发动机关机，在 此时间区间之后强制轨控发动机关机，在此时间区间之内，则采用加速度计 测量的速度增量进行轨控发动机的关机控制。如图5所示。 e。"，f。分别为轨 控发动机标称开关机时刻。/，为禁止关机时间(即时间区间的起点)，^为 强制关冲几时间(即时间区间的终点)。关机控制时间区间h, ， ,2 ]两个端点的时刻设置方法为，根据卫星轨控 策略确定的轨控发动机开关机时刻，计算出轨控发动机标称的开机时间长 度，然后计算出轨控关机时间区间两个端点相对于轨控发动机开机时刻的相 对时间长度，最终确定关机区间两个端点的时刻。具体计算方法如下 △r = V力画<formula>formula see original document page 8</formula>其中，k为时间区间的长度系数，k=0.02 — 0.1, k可以根据轨控;晴度的 要求放大或縮小。时间区间之内的发动机关机控制，采用速度增量关机的方法，根据卫星 加速度计测量输出，计算卫星变轨过程的加速度，减去在恒星捕获阶^R标定 好的加速度计零位偏差后，在轨控发动机开机后进行累计，待累计到4九控需 要的速度增量后，关上轨控发动机，结束轨控。轨控点火过程中速度增量计算方法t⑩"—^e)^;其中t为卫星当前的星上时间。a为加速度，"'。为加 速度计零位偏差。上述各阶段间的程序时间采用如下时间确定首先根据卫星轨道控制的点火时间开始往前推算变轨准备阶段各阶段 的开始时间。根据恒星定向阶段姿态滤波修正算法的姿态修正能力，可以确 定恒星定向的开始时间。此时间的确定应能保证修正算法将卫星在惯性调姿 过程中由于陀螺漂移引起的姿态偏差修正到变轨要求的范围内。从恒星定向 的开始时间，根据卫星惯性调姿的能力(调姿角速度的大小)以及需要调姿 的范围，倒推设置惯性调姿的开始时刻。由于恒星捕获阶段时，需要标定陀 螺漂移和加速度计的零位偏差， 一般至少需要l小时。根据此时间，即可从 惯性调姿时刻开始前推恒星捕获的开始时间。以上所描述的系统只是本发明的一种情况，本领域技术人员可以才艮据不 同的要求和设计参数在不偏离本发明的情况下进行各种增补、改进和更换， 因此，本发明是广泛的。
权利要求
1、一种卫星的自主变轨方法，其特征在于包括(1)恒星捕获在卫星建立轨控点火姿态之前，预估卫星的惯性姿态，进行卫星姿态控制，利用星敏感器信息标定陀螺漂移，利用加速度计的遥测数据标定加速度计零位偏差；(2)惯性调姿当设置的程序时间到时，恒星捕获阶段自动转入惯性调姿阶段，用于建立卫星轨控点火姿态，实现卫星姿态机动，利用陀螺的测量数据以及恒星捕获过程中标定的陀螺漂移预估卫星惯性姿态，利用喷气控制进行卫星姿态控制；(3)恒星定向当设置的程序时间到时，惯性调姿阶段自动转入恒星定向阶段，对卫星建立轨控点火姿态之后进行稳态控制，利用星敏感器对卫星姿态进行滤波修正；(4)轨控定向当设置的程序时间到时，恒星定向阶段自动转入轨控定向阶段，进行轨控发动机开、关机控制，确定卫星的点火姿态，并进行点火期间的姿态稳定控制。
2、 根据权利要求1所述的一种卫星的自主变轨方法，其特征在于步骤 (1)、步骤(2)和步骤(3)中所述的设置的程序时间是指首先确定轨控发动^L的开^/L时间，即卫星轨道控制的点火时间，/人此时间开始往前4,算变 轨准备阶段各阶段的开始时间；根据恒星定向阶段姿态滤波修正算法的姿态 修正能力，可以确定恒星定向的开始时间，恒星定向阶段的时间要保^〖正修正 算法将卫星在惯性调姿过程中由于陀螺漂移引起的姿态偏差修正到变轨要 求的范围内；从恒星定向的开始时间，根据卫星惯性调姿的能力以及需要调 姿的范围，倒推设置惯性调姿的开始时刻；在恒星捕获阶段，需要标定陀螺 漂移和加速度计的零位偏差，至少需要l小时，根据此时间需求，即可从惯 性调姿时刻开始前推恒星捕获的开始时间。
3、 根据权利要求1所述的一种卫星的自主变轨方法，其特征在于所述 的步骤(1 )中进行卫星姿态控制采用相平面喷气和动量轮联合控制的方法。
4、 根据权利要求1所述的一种卫星的自主变轨方法，其特征在于所述 的步骤(4 )中点火期间的姿态稳定控制采用基于脉宽调制PWM的比例积分微 分控制器PI D和滤波校正的喷气控制方法。
5、 根据权利要求1所述的一种卫星的自主变轨方法，其特征在于所述 的步骤(4)中轨控发动机开机采取预先注入开机时间的自主程控点火，轨 控发动机关机采用速度增量和时间双保险关机的控制方法，轨控速度增量和 时间双保险关机控制方法是指，在轨控发动机关机的标称时刻前后设置一个 时间区间，在此时间区间之前禁止轨控发动才几关机，在此时间区间之后强制 轨控发动机关机，在此时间区间之内，则采用加速度计测量的速度增量进行 轨控发动^/L的关机控制。
全文摘要
一种卫星的自主变轨方法，包括(1)恒星捕获在卫星建立轨控点火姿态之前，预估卫星的惯性姿态，进行卫星姿态控制，标定陀螺漂移和加速度计零位偏差；(2)惯性调姿用于建立卫星轨控点火姿态，实现卫星姿态机动，预估卫星惯性姿态，利用喷气控制进行卫星姿态控制；(3)恒星定向对卫星建立轨控点火姿态之后进行稳态控制，利用星敏感器对卫星姿态进行滤波修正；(4)轨控定向进行轨控发动机开、关机控制，确定卫星的点火姿态，并进行点火期间的姿态稳定控制。解决了深空探测卫星等航天器的变轨问题，保证变轨准确、可靠地完成。
文档编号B64G1/24GK101219713SQ200710301588
公开日2008年7月16日 申请日期2007年12月26日 优先权日2007年12月26日
发明者红 宗, 戴居峰, 李铁寿, 寨 王, 王佳佳, 王大轶, 王淑一, 冬 韩, 黄江川, 江 龙 申请人:北京控制工程研究所