一种基于加速度计的偏无拖曳卫星的干扰补偿控制方法
【专利摘要】本发明公开了一种基于加速度计的偏无拖曳卫星的干扰补偿控制方法，该方法首先将气流产生的气动力从气流坐标系转换到本体坐标系下，在考虑攻角γ不考虑侧滑角β的条件下，本体坐标系的Y轴受到的气动力为0；然后将受力影响投影到第一轨道坐标系下，则有本体坐标系与第一轨道坐标系间存在三个姿态角ψ,θ,，并对所述的姿态角应用一个3×3矩阵来表示；为了满足飞行器受到气动力在轨道坐标系X轴的分量为0,应用飞行器在X轴和Z轴上安装的加速度计采集的X轴分量和Z轴分量，在推进器所需补偿的力为f补下，则需满足从而反推出f补的值,至此，偏无拖曳控制完成。
【专利说明】一种基于加速度计的偏无拖曳卫星的干扰补偿控制方法 【技术领域】
[〇〇〇1] 本发明涉及一种对无拖曳卫星进行干扰补偿的方法，更特别地说，是指一种补偿 掉部分超低轨道卫星所受到的非保守力的方法，是指一种区别于现有无拖曳控制方法即偏 无拖曳控制方法。 【背景技术】
[0002] 无拖曳卫星最早来源于"Drag-Free Satellite" 一词，为了补偿在轨卫星受到的 干扰力及力矩，使得卫星在地球重力场的作用下运行，即运行在纯重力轨道上，而对于低轨 卫星而言，其受到的主要干扰为大气阻力或力矩（Drag force torque)，因此国外学者将这 种通过控制器抵消大气阻力或力矩的卫星称之为无拖曳卫星（Drag-Free Satellite)，其 控制系统称之为无拖曳控制系统（Drag-Free Control System)。
[0003] 无拖曳控制技术是获取超低扰动航天器平台的重要途径和关键技术之一。无拖曳 控制技术在空间引力实验、卫星重力测量以及高精度对地观测等重大项目的实施和开展中 得到了不断发展、验证和实际应用。
[0004] 无拖曳卫星主要由两部分组成：外部的卫星本体和内腔中自由飞行的质量块。由 于质量块被卫星本体屏蔽在内腔中，其在轨运动只受地球引力的影响。然而外部的卫星本 体会受到空间环境干扰的影响，主要是大气阻力和太阳光压等，为了补偿非引力干扰的影 响，必须要避免卫星本体和质量块相互碰撞，这是通过无拖曳控制系统实现的。卫星内腔 壁上的位置敏感器能够测量卫星本体和质量块的相对位置，无拖曳控制系统根据此反馈信 号，驱动执行机构，使卫星本体远离质量块。由于质量块是一个理想的稳定参考源，因此通 过此控制系统的作用，使得卫星本体跟踪纯重力轨道下的质量块，最终卫星也能运行在纯 重力轨道下，即实现无拖曳运行。
[0005] 2011年6月王玉爽的硕士论文，《无拖曳卫星控制方法研究》，在1. 2. 3无拖曳卫星 DFAC控制系统概述，中介绍了一种加速度计控制模式的无拖曳卫星控制系统，如图1所示。 在加速度计模式下，质量块悬浮控制器利用位置敏感器得到质量块相对于卫星本体中心的 位置偏差，控制质量块跟踪卫星本体，实现质量块质心与卫星本体中心的重合，所需的力便 成为卫星本体所受干扰加速度的度量。
[0006] 将卫星按照轨道高度来分类可以分成高轨卫星、中轨卫星和低轨卫星，其中，低轨 卫星主要是指运行在100?l〇〇〇km高度的卫星，目前工程上实用的甚低地球轨道高度约为 200 ?400km〇
[0007] 大气密度随着轨道高度降低而增加：160km高度以上，高度降低1km，则大气密度 增加约2倍；160km高度以下，高度降低lkm，则大气密度增加约106倍；且160km高度以下 空气热效应明显增加。由于大气阻力较大，在无维持控制情况下卫星寿命一般不超过30 天。
【发明内容】
[0008] 为了使无拖曳卫星控制系统在超低轨道下受到的干扰达到最小，本发明在原有无 拖曳控制技术基础上提出了一种新的控制技术，即偏无拖曳卫星控制。为了实现偏无拖曳 控制，本发明设计了在超低轨道的补偿非保守力时，只补偿掉气动力在轨道坐标系下的X 轴的分量，保留Z轴和Y轴的气动力，并将Z轴和Y轴的气动力作为升侧力，即Z轴和Y轴 的气动力成为一种类似引力的摄动，此时可以保证超低轨道的稳定的高度范围；最后加入 控制攻角的飞行来改变飞行器近地点幅角变化规律，使得地面测控系统很难预计偏无拖曳 卫星的飞行轨迹。
[0009] 在本发明中，一种基于加速度计的偏无拖曳卫星的干扰补偿控制方法包括有下列 步骤：
[〇〇1〇] 第一步骤：获取飞行器在气流坐标系S-xayazaT受到的气动力了;./Γ]，其中 ./：=0;在考虑攻角α (即Y)不考虑侧滑角β的条件下，利用第一转换矩阵ua将所述 的Uu;/：U u]转换为在本体坐标系s-xbybzb下表达，记为本体一气动力[乂，即 [?K] = ' W]，其中./> ο I
[0011] 在本发明中，第一转换矩阵Lba采用α与β的3X3矩阵来表示，记为
[0012]
【权利要求】
1. 一种基于加速度计的偏无拖曳卫星的干扰补偿控制方法，其特征在于干扰补偿控制 有下列步骤： 第一步骤：获取飞行器在气流坐标系S-XayazaT受到的气动力其 中/7=0;在考虑攻角α不考虑侧滑角β的条件下，利用第一转换矩阵Lba将所述的 [./7;/,";./：]转换为在本体坐标系S-x bybzb下表达，记为本体一气动力即 [fXfXf：} = Lu = 〇 ； ,/Γ为在气流坐标系S-xayaza下X轴受到的气动力； //为在气流坐标系S-xayaza下Y轴受到的气动力； Γ为在气流坐标系S-xayaza下Z轴受到的气动力； ,/7为在本体坐标系S_xbybzb下X轴受到的气动力； ./T为在本体坐标系S_xbybzb下Y轴受到的气动力； 为在本体坐标系S_xbybzb下Z轴受到的气动力； 所述第一转换矩阵Lba采用α与β的3X3矩阵来表示，记为
第二步骤：利用第五转换矩阵Ub将所述本体一气动力转换为在第一轨道 坐标系 ο-χ^ζ。下表达，记为即= 本体坐标系S_xbybzb与第一轨道坐标系O-xjj。之间存在三个姿态角Ψ, Θ, f? ;Ψ表 示俯仰角，Θ表示滚转角，^表示偏航角； 所述第五转换矩阵L&采用姿态角的一个3 X 3矩阵来表示，记为
简化为 /Γ为在第一轨道坐标系〇1。7。2。下X轴的气动力分量； 为在第一轨道坐标系〇1。7。2。下Υ轴的气动力分量； ./Γ为在第一轨道坐标系〇_Χ(^ζ。下Ζ轴的气动力分量； 第三步骤：偏无拖曳实现的目标为飞行器受到气动力在第一轨道坐标系〇_Χ(^ζ。上的 χ 轴的分量 r 为 ο，即 < (/:a +/;:> =卜 推进器补偿的补偿力； 第四步骤：当J?和/Σ6由安装在X轴和Z轴方向的加速度计测量得出，在满足
?，补偿在执行机构上的推进器的补偿力为ftt，.
| 实现了偏无拖曳控制。
2. 根据权利要求1所述的一种基于加速度计的偏无拖曳卫星的干扰补偿控制方法， 其特征在于：在加速度计控制模式的无拖曳卫星控制系统中，发动机推力分量为（1% = LioLob[f ；0 ；0] 〇
3. 根据权利要求1所述的一种基于加速度计的偏无拖曳卫星的干扰补偿控制方法，其 特征在于：所述的基于加速度计的偏无拖曳卫星的干扰补偿控制能够适用于低轨卫星。
【文档编号】G05D1/10GK104090493SQ201410344592
【公开日】2014年10月8日 申请日期:2014年7月18日 优先权日:2014年5月27日
【发明者】徐 明, 汪作鹏, 魏延, 黄黎, 徐世杰 申请人:北京航空航天大学