专利名称：一种卫星动量轮控制下的变轨间隔确定方法
技术领域：
本发明涉及一种卫星动量轮控制下的变轨间隔确定方法，属于卫星轨道控制领域。
背景技术：
以往轨控发动机喷气产生的干扰力矩都是由喷气姿控发动机抵制，喷气姿态控制具有力矩大且无角动量的约束，一般可将干扰力矩带来的影响有效地控制下来，在全驱动控制方式下，通过三轴解耦控制方法实现对航天器的三轴控制。卫星在轨运行过程中，一旦因某种故障导致某一星体轴 的喷气发动机无法正常工作时，则卫星喷气控制变为一个欠驱动控制问题，以往的喷气控制方法已经不适用，需要在“三轴轮控+磁卸载”的正常对地模式下，使用动量轮完成姿态控制以及轨控干扰力矩的吸收，实现轨道控制。在动量轮产生的控制力矩较小、轨控干扰力矩较大的情况下，如何确定轨道控制的变轨时间间隔，需要解决。国内外主要针对喷气姿控下的轨控变轨策略进行了较多的研究，而没有对卫星动量轮姿控下的轨控变轨策略进行研究。
发明内容
本发明解决的技术问题是:克服现有技术的不足，提出了一种卫星动量轮控制下的变轨间隔确定方法，在卫星喷气推进系统失去正常姿控功能的情况下，采用“三轴轮控+磁卸载”完成姿态控制以及轨控干扰力矩的吸收，给出轨道控制的变轨时间间隔确定方法，实现卫星的轨道控制。本发明的技术解决方案是:一种卫星动量轮控制下的变轨间隔确定方法，步骤如下:(I)根据卫星动量轮的饱和角动量与标称工作角动量计算卫星动量轮能够承受的最大角动量变化值Hwmax,该最大角动量变化值Hwmax为饱和角动量与标称工作角动量之差；(2)根据公式Td=J [ (t+ A t) - (t) ] / A t计算卫星的轨控推力器产生的干扰力矩Td，其中，At为轨控推力器的喷气时间，轨控推力器喷气前后的星体三轴角速度分别为Co⑴和《 (t+At)，J为卫星转动惯量；一般情况下，轨控推力器产生的干扰力矩TdS向沿星体X轴或Z轴方向。(3)确定一个轨道周期中轨控推力器允许产生的积累干扰角动量Hp的幅值；(4)在满足n* A tp〈Tp的条件下，通过公式Tin=Ts/n确定变轨时间间隔Tin，其中，n为每圈变轨次数，n=l，2，…，2N-1，Ts为卫星的轨道周期，N为正整数，A tp为喷气时间，
Tp为一个轨道周期内的最长作用时间且有
权利要求
1.一种卫星动量轮控制下的变轨间隔确定方法，其特征在于步骤如下: (1)根据卫星动量轮的饱和角动量与标称工作角动量计算卫星动量轮能够承受的最大角动量变化值Hwmax,该最大角动量变化值Hwmax为饱和角动量与标称工作角动量之差； (2)根据公式Td=J [co (t+A t)_ (t)]/At计算卫星的轨控推力器产生的干扰力矩Td，其中，At为轨控推力器的喷气时间，轨控推力器喷气前后的星体三轴角速度分别为CO (t)和CO (t+A t) , J为卫星转动惯量； (3)确定一个轨道周期中轨控推力器允许产生的积累干扰角动量Hp的幅值； (4)在满足n*A tp〈Tp的条件下，通过公式Tin=Ts/n确定变轨时间间隔Tin，其中，n为每圈变轨次数，n=l，2，…，2N-1，Ts为卫星的轨道周期，N为正整数，A tp为喷气时间，Tp为 一个轨道周期内的最长作用时间且有
2.如权利要求1所述的一种卫星动量轮控制下的变轨间隔确定方法，其特征在于:所述步骤(2)中轨控推力器产生的干扰力矩Td方向沿星体X轴或Z轴方向。
3.如权利要求1所述的一种卫星动量轮控制下的变轨间隔确定方法，所述步骤(3)中一个轨道周期中轨控推力器允许产生的积累干扰角动量Hp的幅值为
4.如权利要求1所述的一种卫星动量轮控制下的变轨间隔确定方法，其特征在于:所述步骤(3)中积累干扰角动量Hp的幅值小于所述卫星动量轮能够承受的最大角动量变化值Hwmax °
全文摘要
本发明公开了一种卫星动量轮控制下的变轨间隔确定方法，包括以下步骤(1)计算动量轮能够承受的最大角动量变化；(2)获取轨控推力器带来的干扰力矩；(3)计算干扰角动量的幅值；(4)计算动量轮控制下的变轨时间间隔；(5)地面注入本次变轨序列的变轨数据块；(6)执行变轨。本发明方法在动量轮控制下进行，一方面不至于动量轮饱和，另一方面，本发明设计的变轨方式不需要姿控发动机喷气，仅仅需要轨控发动机喷气即可实现变轨，节省燃料。
文档编号G05D1/10GK103116361SQ201310055410
公开日2013年5月22日 申请日期2013年2月21日 优先权日2013年2月21日
发明者赵性颂, 袁军, 程莉, 张辉, 王新民, 周剑敏, 张俊玲, 武占峰, 邢卫卫, 王哲 申请人:北京控制工程研究所