本发明涉及一种卫星同步性设计方法，特别是涉及一种卫星大角动量补偿同步性设计方法。
背景技术：
随着航天技术不断发展和卫星在轨任务的多样性，有效载荷工作模式也呈现出任务的多样性特点，根据有效载荷天线的工作模式大体分为两大类，第一类是载荷天线不转动，通过卫星平台的侧摆或是姿态机动来完成不同区域或是动态大范围观测，第二类是载荷天线转动，卫星平台保持对地或是惯性姿态不变，以实现不同区域或是动态大范围观测。针对第二类，为了保持卫星平台保持对地或是惯性姿态不变，同时满足三轴指向及平台稳定性的指标要求，需要姿轨控分系统对有效载荷天线转动所产生的干扰角动量进行补偿，而两个分系统补偿的同步性显得尤为重要，姿轨控分系统补偿提前或是滞后都会导致卫星平台姿态抖动甚至超差，本发明介绍了一种卫星大角动量补偿同步性设计方法，已达到有效载荷分系统与姿轨控分系统补偿同步的目的，保证了卫星平台的稳定性，进而保证了卫星成像质量。
技术实现要素：
本发明所要解决的技术问题是提供一种卫星大角动量补偿同步性设计方法，其达到有效载荷分系统与姿轨控分系统补偿同步的目的，保证了卫星平台的稳定性，进而保证了卫星成像质量。
本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：一种卫星大角动量补偿同步性设计方法，其包括以下步骤：
步骤一，扫描模式下，有效载荷天线转动产生干扰角动量，进行补偿，定点模式下，有效载荷天线不转动，不进行补偿；
步骤二，有效载荷伺服控制器加电后默认为扫描模式，天线开始转动起旋，发送定点模式指令后有效载荷天线开始停止转动消旋；
步骤三，地面发送直接遥控指令，有效载荷伺服控制器加电时，需同时地面注数置遥测量有效载荷天线转动开关标志为开，星载计算机发送有效载荷天线扫描模式时，同时置遥测量有效载荷天线转动开关标志为开；
步骤四，地面发送直接遥控指令，有效载荷伺服控制器断电时，需同时地面注数置遥测量有效载荷天线转动开关标志为关，星载计算机发送有效载荷天线定点模式时，同时置遥测量有效载荷天线转动开关标志为关。
优选地，所述步骤一中扫描模式下，卫星姿轨控分系统对有效载荷天线转动所产生的角动量进行补偿，使用飞轮控制或是三轴斜开关线控制方式；定点模式下有效载荷天线不转动，不产生对整星星体干扰角动量，姿轨控分系统不进行角动量补偿。
优选地，所述步骤二包括以下步骤：
步骤二十一，有效载荷伺服控制器加电后默认为扫描模式，天线开始转动起旋，由静止状态开始转动到目标转速，达到目标转速后，固定转速工作，姿轨控分系统补偿由转速波动引起的整星姿态偏差；
步骤二十二，地面发送定点模式指令后有效载荷天线开始停止转动消旋，直至达到零转速，在此过程当中，由姿控分系统完成角动量的补偿。
优选地，所述步骤三包括以下步骤：
步骤三十一，地面遥控指令和星载计算机程控指令通过公共变量的开启，姿轨控分系统补偿角动量与有效载荷天线转动起旋同步；
步骤三十二，当地面发送直接遥控指令，有效载荷伺服控制器加电时，同时地面注数置遥测量有效载荷天线转动开关标志为开，星载计算机发送有效载荷天线扫描模式时，同时置遥测量有效载荷天线转动开关标志为开。
优选地，所述步骤四包括以下步骤：
步骤四十一，地面遥控指令和星载计算机程控指令通过公共变量的关闭，姿轨控分系统补偿角动量与有效载荷天线转动消旋同步；
步骤四十二，当地面发送直接遥控指令，有效载荷伺服控制器断电时，同时地面注数置遥测量有效载荷天线转动开关标志为关，星载计算机发送有效载荷天线定点模式时，同时置遥测量有效载荷天线转动开关标志为关。
本发明的积极进步效果在于：本发明达到有效载荷分系统与姿轨控分系统补偿同步的目的，保证了卫星平台的稳定性，进而保证了卫星成像质量。
附图说明
图1为本发明卫星大角动量补偿同步性设计方法的流程示意图。
具体实施方式
下面结合附图给出本发明较佳实施例，以详细说明本发明的技术方案。
如图1所示，本发明卫星大角动量补偿同步性设计方法，包括以下步骤：
步骤一，定义有效载荷两种工作模式，扫描模式和定点模式，在扫描模式下，有效载荷天线转动产生干扰角动量，需要姿轨控分系统进行补偿，在定点模式下，有效载荷天线不转动，不需要姿轨控分系统进行补偿；
步骤二，有效载荷在轨首次工作，或是整星掉电后再次工作都需要发送“伺服控制器加电”指令，该指令包括内容为载荷天线伺服控制器进行速度闭环控制，加速度为0.1°/s2，默认目标转速为108°/s，天线开始转动起旋，当载荷天线不工作时，需要地面发送定点模式指令，该指令包括内容为加速度为-0.1°/s2，默认目标转速为0°/s，指令发送后有效载荷天线开始停止转动消旋。
步骤三，地面发送“伺服控制器加电”指令，需同时地面注数置遥测量有效载荷天线转动开关标志为“开”，姿轨控分系统根据该标志的“开”同时进行飞轮补偿角动量。
设有效载荷天线转动部分惯量如下式(1)所示：
j＝21kgm2(1)；
式中j是指有效载荷天线转动部分惯量。
则天线转动起旋过程当中干扰力矩大小如下式(2)所示：
m＝jα＝21*0.1*π/180＝0.0366nm(2)；
式中m是指干扰力矩，α角加速度，单位是°/s2。
天线达到目标转速时角动量大小如下式(3)所示：
h＝jν＝21*108*π/180＝39.5812nms(3)；
式中h是指天线角动量，ν是指目标转速，单位是°/s。
即姿轨控分系统需要补偿有效载荷天线的角动量大小为39.5812nms，同时根据有效载荷天线转动开关标志为“开”飞轮需输出力矩大小为0.0366nm，进行补偿。
步骤四，当地面发送直接遥控指令，有效载荷伺服控制器断电时，需同时地面注数置遥测量有效载荷天线转动开关标志为“关”，星载计算机发送有效载荷天线定点模式时，同时置遥测量有效载荷天线转动开关标志为“关”。
有效载荷天线停止转动消旋时，干扰力矩大小与起旋时干扰力矩大小相同，同样为0.0366nm，角动量为39.5812nms，姿轨控分系统根据该标志的“关”同时进行飞轮补偿角动量。
所述步骤一中扫描模式下，卫星姿轨控分系统对有效载荷天线转动所产生的角动量进行补偿，使用飞轮控制或是三轴斜开关线控制方式；定点模式下有效载荷天线不转动，不产生对整星星体干扰角动量，姿轨控分系统不进行角动量补偿。
所述步骤二包括以下步骤：
步骤二十一，有效载荷伺服控制器加电后默认为扫描模式，天线开始转动起旋，由静止状态开始转动到目标转速，达到目标转速后，固定转速工作，姿轨控分系统补偿由转速波动引起的整星姿态偏差；
步骤二十二，地面发送定点模式指令后有效载荷天线开始停止转动消旋，直至达到零转速，在此过程当中，由姿控分系统完成角动量的补偿。
所述步骤三包括以下步骤：
步骤三十一，地面遥控指令和星载计算机程控指令通过公共变量的开启，姿轨控分系统补偿角动量与有效载荷天线转动起旋同步；
步骤三十二，当地面发送直接遥控指令，有效载荷伺服控制器加电时，同时地面注数置遥测量有效载荷天线转动开关标志为开，星载计算机发送有效载荷天线扫描模式时，同时置遥测量有效载荷天线转动开关标志为开。
所述步骤四包括以下步骤：
步骤四十一，地面遥控指令和星载计算机程控指令通过公共变量的关闭，姿轨控分系统补偿角动量与有效载荷天线转动消旋同步；
步骤四十二，当地面发送直接遥控指令，有效载荷伺服控制器断电时，同时地面注数置遥测量有效载荷天线转动开关标志为关，星载计算机发送有效载荷天线定点模式时，同时置遥测量有效载荷天线转动开关标志为关。
以上所述的具体实施例，对本发明的解决的技术问题、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。