一种基于大推力卫星的姿轨耦合调节方法与流程

本发明涉及应用大推力实现卫星高机动需求，并基于大推力卫星机动的姿轨耦合调节方法。

背景技术：

采用大推力实现卫星在深空探测、对地观测等应用中的轨道快速机动是非常重要的。

目前，大推力主要应用于卫星在各任务中的变轨需求中，在推进剂释放时，卫星自身对于大推力的冲击容易产生姿轨耦合问题。说明大推力不仅是满足变轨的需求，同时也会产生对卫星星体的冲击影响和干扰力矩。当前对于应用大推力卫星的姿态调节方式主要是采用动量轮进行姿态控制，典型的方法为pid控制方式，其主要存在以下问题：

(1)对于单次的大推力推进剂释放，一般卫星都可以通过其姿态控制方式调节大推力推进剂时对卫星的冲击和干扰力矩。但是对于连续多次释放推进剂的大推力卫星，无法通过动量轮和推力器对卫星进行持久控制。

(2)对于需要应用大推力进行轨道机动的小卫星，由于小卫星质量较小，采用常用的动量轮的姿态控制方法，大推力对小卫星姿态产生的干扰力矩过大会使卫星仍存在较大不能继续正常运行的风险。

技术实现要素：

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种基于大推力卫星的姿轨耦合调节方法，通过对卫星结构优化设计，以及推力剂释放后卫星的质心位置及质心坐标系中的转动惯量的计算分析，在每次推进剂释放前对卫星的姿态进行调节。

本发明的技术方案是：一种基于大推力卫星的姿轨耦合调节方法，步骤如下：

1)在卫星结构设计的基础上，以卫星星体内对称设计，星体外推进剂释放喷口周围无遮挡为原则，完成对卫星星体内、星体外两部分结构布局优化；

2)分析卫星推进剂释放时产生的大推力对卫星星体的影响，设计姿控系统，保证推进剂释放后卫星的正常运行；

3)对卫星上推进剂储瓶进行处理，使得推进剂释放满足大推力的正常释放要求；

4)由姿控系统对卫星姿态进行控制，实现大推力卫星的姿轨耦合控制。

所述步骤1)中对卫星星体内、星体外两部分进行结构布局优化的具体方法为：

对于卫星星体内部：卫星星体内部采用对称结构设计，保证由质心位移引起的整星质量特性、惯量特性满足大推力卫星的释放推进剂的姿轨控技术；

对于卫星星体外部：释放到空间中的推进剂会在一定范围内产生气压，需要对太阳翼等卫星外部部件的位置进行设计，在推进剂释放口安装面进行无遮挡设计，保证推进剂顺利释放，并且避免释放的推进剂所产生的气压干扰。

所述步骤2)中分析的具体过程为：将卫星推进剂释放时储瓶的压力、释放推进剂的质量作为分析大推力对卫星姿态、轨道的影响的输入，对推进剂释放时星体表面的压力分布进行仿真，设定最大的安装误差为0.0005m，计算对卫星产生的最大瞬时力矩；设计姿态控制系统，保证推进剂释放时产生的大推力对卫星的最大瞬时力矩在卫星可调节范围内。

步骤4)中对卫星上推进剂储瓶进行处理的具体方法为：在推进剂储瓶周围预埋热管，对储瓶外表面采用黑色阳极氧化处理或喷涂有机漆，储瓶安装板喷涂有机漆，在储瓶周围安装恒温控制的电加热器。

姿控系统对卫星姿态进行控制之前，根据步骤1)卫星构型布局结果和每一次释放推进剂的质量，计算得到每一次推力剂释放后卫星的质心位置及质心坐标系中的转动惯量；在每次推进剂释放前将推进剂释放喷口与卫星质心的连线调整在卫星飞行方向上，使推力过质心。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明在进行姿轨调节时，考虑了释放口安装精度等卫星结构本身无法完全避免的误差因素，考虑了大推力推进剂在释放时速度的不均匀和分布的不均匀等对卫星姿态、轨道的影响，考虑了推进剂释放后，在空间中对卫星星体产生的干扰力矩。这种基于结合多种影响进行分析的姿轨耦合控制方法可以更为精准地调节大推力卫星的姿态；

(2)本发明方法是通过连续不断的计算推进剂释放后，卫星质心与转动惯量，从而确保推进剂释放前对卫星姿态进行调节使释放推进剂的喷口与质心的连线调整在卫星飞行方向上，使推力过质心，可使卫星经过多次连续大推力推进后，仍可以正常稳定运行。

因此，本发明这种采用姿轨耦合调节方法是针对大推力卫星进行自然灾害发生时救援、观测行动等需要实现快速机动时确保卫星姿态、轨道情况不会影响卫星的正常运行。

附图说明

图1为本发明方法的流程图；

图2为本发明姿轨耦合调节流程图。

具体实施方式

图1是本发明基于大推力卫星的姿轨耦合调节流程：首先在卫星结构设计的基础上对卫星星体内、星体外两部分进行进一步结构优化，并考虑卫星推进剂释放时储瓶的压力、释放推进剂的质量、卫星推进剂释放口安装精度误差、推进剂挥发速率的不均匀、外界干扰力等因素对卫星姿态和轨道的干扰，设计适合的姿态控制系统，保证推进剂释放时产生的大推力对卫星姿态和轨道的影响在可控范围内；再根据上述结果，通过计算分析得到推进剂多次释放过程中，每次释放后卫星的质心位置及质心坐标系中的转动惯量，根据所得结果，在每一次推进剂释放前对卫星的姿态和轨道进行调节，将喷口与质心的连线调整在卫星飞行方向上，使推力过质心后再释放推进剂；最后，在推进剂释放后，姿态控制系统再根据由于推进剂释放口安装精度误差、推进剂分布不均匀等误差因为而引起的推进剂释放对卫星姿态、轨道实际的干扰情况，对卫星的姿态和轨道进行调整。

1)根据卫星任务需求对卫星进行结构设计的基础上，对大推力卫星星体内部和星体外部两部分进行结构优化设计。

对于卫星星体内部：每一次推进剂的释放，都会使卫星星体的质心发生变化，需要在卫星构型设计时，选择对称结构设计，使卫星质心都尽量在y轴上(卫星坐标系)，并保证由质心位移所引起的整星质量特性、惯量特性满足大推力卫星的释放推进剂的姿轨控技术。

对于卫星星体外部：释放到空间中的推进剂会在一定范围内产生气压，需要对太阳翼等卫星外部部件的位置进行设计，在推进剂释放口安装面进行无遮挡设计，保证推进剂顺利释放，并且避免释放的推进剂所产生的气压干扰。

2)考虑卫星推进剂释放时储瓶的压力、释放推进剂的质量、卫星推进剂释放口安装精度误差、推进剂挥发速率的不均匀、外界干扰力等因素，其中对推进剂释放时星体表面的压力分布进行仿真分析，可知压力分布基本是均匀的，在此仅考虑来源于安装误差引起的干扰，考虑最大的安装误差为0.0005m，分别对卫星推进剂释放过程中和释放后的姿态和轨道的干扰进行计算分析。在控制方法上，除了沿用卫星的pid控制方式外，还引入逻辑微分控制策略，以提高姿态扰动快速稳定性能，缩短扰动的稳定时间。根据分析结果，设计适合的姿态控制系统，保证推进剂释放时产生的大推力对卫星姿态和轨道的影响在卫星姿态、轨道可调节范围内。如果推进剂释放对卫星姿态产生的干扰力矩已经超过卫星姿控系统的可调节范围内，需要对卫星的姿控系统重新设计。

3)如图2所示，以卫星构型布局优化结果为输入，计算大推力卫星在多次推进剂释放过程中，每次释放后的卫星的质心位置及质心坐标系中转动惯量。为了减小推进剂释放时产生的大推力对卫星的干扰力矩，在每次推进剂释放前，根据已经得到的质心位置及质心坐标系中的转动惯量，调节卫星的姿态，将喷口与质心的连线调整在卫星飞行方向上，使推力过质心，同时结合推进剂释放过程中和释放后的姿态和轨道的干扰进行计算分析结果，实现对大推力卫星推进剂释放前的姿轨耦合控制。

4)利用推进剂的释放对卫星实现大推力推进，这使卫星针对推进剂释放前的状态的热控提出了更高的要求。由于推进剂释放时要保证是气体的形态释放，并且高压推进剂的快速释放也是一个需要吸收大量热量的过程。因此，卫星总体方案设计前要针对存放不同化学物质的释放罐进行热控方案设计，在存储罐周围预埋热管，存储罐外表面采用黑色阳极氧化处理或喷涂高发射率有机漆，存储罐安装板和隔板壁喷涂高发射率有机漆，在存储罐周围安装恒温控制的电加热器，电加热器可以恒温控制，通过遥控指令进行控制和改变控温范围。主动热控在释放试验前一个小时开启，进行释放为气体的温度保证。

5)虽然释放前对卫星的姿态和轨道进行了调整，有效减小了大推力推进剂释放对卫星的干扰力矩，但推进剂释放后，由于推进剂释放口安装精度误差、推进剂分布不均匀等误差因为而引起的推进剂释放对卫星姿态、轨道的干扰仍不可避免，需要根据实际的干扰情况，应用卫星姿态控制系统对卫星的姿态和轨道进行调整。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。