一种偏置动量卫星的区域覆盖控制方法与流程

本发明涉及卫星控制领域，具体涉及一种偏置动量卫星的区域覆盖控制方法。

背景技术：

通讯卫星一般都是全球全天候提供服务的，由于载荷功率比较大，卫星所带的蓄电池和太阳翼也都比较大。为了满足全球全天候提供服务的需求，载荷是全天24小时开机，且其天线指向中心一直指向地心，太阳翼固定在卫星的±y面上，并配置了太阳帆板驱动机构(sada)，以驱动太阳翼使太阳电池阵法向始终指向太阳，获得最大化的光能转化为电能为蓄电池充电。

但是，由于sada非常昂贵，且一旦使用就会成为卫星可靠性中的单点故障源，造成卫星可靠度降低，因此，在商业物联网卫星的设计中也尽量避免使用sada。在不使用sada的情况下，除了太阳同步轨道中的晨昏轨道，其他轨道上运行的卫星在全程指地任务模式下运行，太阳电池阵所获得的太阳能都会有一定程度的下降。

以太阳同步降交点地方时12：00轨道为例，卫星太阳电池阵法向指向卫星本体系-z轴，令太阳直射太阳电池阵时产生的电流为i0，则太阳以β角斜照太阳电池阵时产生的电流则为：i0*cosβ。那么，阳照区卫星在全程指地任务模式下运行，太阳电池阵产生的平均电流为是太阳全程直照太阳电池阵的63.69％。解决能源获取量下降的方法传统上都采用增加太阳翼布片面积、提高太阳电池布片效率，从而增加太阳电池片的数量。在上述太阳电池阵产生的平均电流下降到63.69％时，需要增加的太阳电池片的数量就是原数量的50％，这一方面增加了卫星的重量，同时也增加了卫星的成本。

技术实现要素：

本发明所要解决的技术问题是针对现有技术中存在上述缺陷，提供一种能够有效降低卫星的重量和成本的偏置动量卫星的区域覆盖控制方法。

根据本发明，提供了一种偏置动量卫星的区域覆盖控制方法包括：采用第一动量轮、第二动量轮和第三动量轮通过偏置动量控制方式执行姿态控制，其中第一动量轮和第二动量轮的标称角动量方向在卫星本体系的yoz平面，分布在y轴两侧，与y轴夹角为45°；第三动量轮的标称角动量方向在z轴，为两个v型动量轮的备份；而且采用三轴轴磁力矩器用于动量轮卸载。

优选地，第一动量轮、第二动量轮和第三动量轮是40mnms的动量轮。

优选地，使得指定区域内的卫星载荷开机服务，指定区域之外的其他区域内的卫星载荷关机。

优选地，使得卫星在空间上在x轴和z轴上的姿态的运动是耦合的，而且y轴的运动与x轴和z轴的运动是解耦的。

优选地，设置卫星轨道高度为500km，轨道类型为太阳同步轨道sso，降交点地方时为10：00，轨道倾角为97.558202°，偏心率为0.000000。

优选地，控制卫星姿态使帆板法线方向对日指向以最大化获取太阳能。

优选地，对于降交点地方时10：00的太阳同步轨道，在卫星设计时，太阳帆板的预置位置被设置成使得太阳帆板沿卫星本体系y轴展出，太阳帆板上的太阳电池阵法线方向指向卫星本体系-z轴，并向-y轴倾斜30°。

优选地，利用星载晶振计数、接收gps或北斗授时和地面授时中的至少一种方式获取卫星上的时间。

附图说明

结合附图，并通过参考下面的详细描述，将会更容易地对本发明有更完整的理解并且更容易地理解其伴随的优点和特征，其中：

图1示意性地示出了运行在太阳同步轨道的卫星的示意图。

需要说明的是，附图用于说明本发明，而非限制本发明。注意，表示结构的附图可能并非按比例绘制。并且，附图中，相同或者类似的元件标有相同或者类似的标号。

具体实施方式

为了使本发明的内容更加清楚和易懂，下面结合具体实施例和附图对本发明的内容进行详细描述。

<太阳在卫星本体坐标系中的运动分析>

对于运行在太阳同步轨道的卫星，无论其降交点地方时为何时，其重要的特点就是太阳矢量s在卫星本体坐标系y轴(以xyz坐标系示意)上的分量sy不变：sy＝s×cosθ，也就是说，太阳矢量与卫星本体坐标系y轴的夹角θ不变。

在惯性坐标系中，太阳矢量是固定不变的，而轨道坐标系则以y轴为中心以轨道角速度ω0旋转。卫星本体坐标系在没有姿态误差的情况下与轨道坐标系完全重合，那么在卫星本体坐标系中，太阳矢量以本体系y轴为中心轴，以太阳矢量与本体系y轴的夹角θ，逆时针作圆锥运动，如右图1所示。

太阳同步轨道轨道升交点赤经东进，且每天向东移动0.9856度，与地球绕太阳公转的方向和速率相同，卫星轨道面与太阳的空间方位就保持不变，即：轨道面与太阳矢量的夹角不变。

由于轨道面与太阳矢量的夹角不随时间变化，要保持太阳电池阵法线方向指向太阳，只需要调整卫星俯仰轴姿态。在太阳同步轨道运行的低轨物联网卫星，采用偏置动量姿态控制方式是最合适的，因为陀螺罗盘效应，偏置动量下卫星的稳定性和抗干扰性均比零动量卫星好，而且，由于偏置动量下滚动和偏航的耦合运动，存在一个周期较短的章动，这种情况下滚动和偏航方向的姿态控制只需要控制一个轴就可以了，测量和执行机构都减少了一半。偏置动量控制方式的执行机构可采用v+l型动量轮构型(v型动量轮和l型动量轮的组合构型)或者其他动量轮构型，完成卫星俯仰和滚动(或偏航)两个方向的姿态控制，磁力矩器用于为动量轮卸载。

<区域覆盖设计>

示例设置参数如下：

卫星轨道高度：500km

轨道类型：太阳同步轨道sso

降交点地方时：10：00

轨道倾角(°)：97.558202

偏心率：0.000000

姿态控制方式：偏置动量控制方式，v型动量轮和l型动量轮的组合构型，其中两个动量轮的标称角动量方向在yoz平面，分布在y轴两侧，与y轴夹角为45°；另一个动量轮的标称角动量方向在z轴，为两个v型动量轮的备份；三轴轴磁力矩器用于动量轮卸载。

由于结构和成本上的限制，卫星设计上并不带帆板驱动机构(sada)，帆板的面积和蓄电池容量也无法支撑卫星载荷全程开机服务，因此，卫星设计上采用指定区域内卫星载荷开机服务的方法，其他区域卫星载荷关机以节约能源，且控制卫星帆板法线对日指向以最大化获取太阳能，对蓄电池充电。

所谓区域覆盖运行模式，即设置有效载荷开启的区域范围，在卫星即将进入指定的区域时，自主完成对地定向指向控制，保证在卫星进入指定区域时卫星处于对地指向状态，在卫星进入指定区域时开启有效载荷，完成有效载荷与地面终端的通讯，并保持在指定区域通讯不中断，在卫星驶离指定区域时自主关闭有效载荷，并控制卫星姿态完成帆板法线对日指向；卫星应至少具有同时设置3个工作区域，支持通过指令上注进行修改。默认工作区域为中国大陆地区(18°n～53.5°n，73.5°e～135°e)。

<优选实施例>

偏置动量下的俯仰轴机动

卫星采用指定区域内卫星载荷开机服务的方法，其他区域内的卫星载荷关机以节约能源，且控制卫星姿态使帆板法线方向对日指向以最大化获取太阳能，对蓄电池充电。也就是说，卫星在指定的区域中是指地姿态，本体系z轴指向地心，而在指定的区域外是指日姿态，本体系-z轴指向太阳。在卫星运行的每一轨道周期里，或者指日姿态→指地姿态→指日姿态，或者全程指日姿态(轨道未经指定区域)。

对于降交点地方时10：00的太阳同步轨道，指日姿态和指地姿态差别最大处在南北极附近卫星出入阴影处，俯仰角差距在90°左右；指日姿态和指地姿态差别最小处在赤道附近，在春秋分时刻赤道附近，卫星对地面指地(指地姿态)时，以预置的太阳电池阵指向姿态，太阳电池阵法向恰好指向太阳(指日姿态)。

卫星轨道坐标系和惯性坐标系间的关系可以简单的描述为一个轨道坐标系y轴上的一个轨道角速度ω0，即：在惯性坐标系中轨道坐标系以【0，-ω0，0】旋转，周期就是一个轨道周期。在地心惯性坐标系中，太阳的坐标是不变的，而姿态误差为0时，卫星的本体坐标系和轨道坐标系是重合的，卫星的本体坐标系随着轨道坐标系以【0，-ω0，0】旋转，这就是太阳矢量在卫星本体坐标系中以y轴为轴进行圆锥运动的原因。由于只在y轴上有个角速度，理论上只需要控制卫星y轴角速度便可以实现指日姿态和指地姿态间的转换：控制卫星以【0，ω0，0】匀速旋转，则为指日姿态，控制卫星三轴角速度误差为0，则为指地姿态。这是姿态维持期间的控制规律。

从指地到指日姿态，还需要初始角度误差的控制，最大误差在南北极附近卫星出入阴影处，指地姿态下卫星本体系x或-x轴指向太阳，转向太阳电池阵法线(指向-z轴)指向太阳的姿态，需控制卫星绕y轴转动约90°。若以0.6°/s角速度转动，需2.5min完成姿态控制。设卫星y轴的惯量矩i＝0.8kgm²，则需要δh＝i×ω＝8.37mnms的角动量变化量，考虑到偏置动量的需要，可选择额定角动量为40mnms以上的动量轮(根据偏置动量的大小并考虑一定的余量)，其最大输出力矩为2～4mnm，在这个力矩作用下，产生0.6°/s角速度所需要的时间为机动能力满足实际要求。

对于太阳同步轨道卫星，由于θ不变，指地和指日姿态转换只需要控制卫星y轴姿态便可以完成，非常适合偏置动量控制方式，一方面是y轴上的相对固定角动量的陀螺定轴性，使得卫星在空间的姿态稳定性和抗干扰能力都较零动量卫星好；另一方面，虽然卫星x轴和z轴姿态在空间的运动是耦合的，但是y轴的运动则是解耦的，其控制规律也是独立的：

对于偏置动量卫星，hx＝hz＝0，若x轴与z轴采用磁力矩器控制，那么卫星的运动方程如下式：

可以看出y轴的运动是完全解耦的。

滚动-偏航轴是耦合运动，其运动方程如下：

该运动由两个部分组成：一是轨道耦合运动，另一个为章动运动；由于俯仰轴上的偏置角动量和轨道角速度，基于轨道罗盘原理，卫星的滚动角和偏航角相互交变耦合，即：若卫星滚动、偏航控制回路不工作，1/4轨道周期后，原卫星滚动角误差直接耦变为偏航角误差，同时，原卫星偏航角误差直接耦变为滚动角误差。因而，滚动角测量包含了偏航角信息，无需独立的偏航敏感器，通过滚动控制即可间接控制偏航角误差。最典型的反馈控制率是：当滚动角为正(负)时，沿偏航轴方向施加正(负)力矩，使偏置角动量倒向轨道法线。实际工程设计中，采用三个例如40mnms的动量轮，其中两个动量轮的标称角动量方向在yoz平面，分布在y轴两侧，与y轴夹角为45°；另一个动量轮的标称角动量方向在z轴，为两个v型动量轮的备份；三轴轴磁力矩器用于动量轮卸载。

帆板的预置方向

对于太阳同步轨道，在姿态误差为0时，太阳矢量与本体间的夹角θ不变。在卫星本体坐标系中，太阳矢量以本体系y轴为中心轴，以轨道角速度ω，逆时针作圆锥运动。

对于降交点地方时10：00的太阳同步轨道，θ＝30°，在卫星设计时，太阳帆板的预置位置如下：太阳帆板沿卫星本体系y轴展出，太阳帆板上的太阳电池阵法线方向指向卫星本体系-z轴，并向-y轴倾斜θ(约30°)。

轨道预报

星上获得轨道参数主要通过轨道外推的方式，外推的初始轨道值为火箭发射确定的预订轨道，轨道外推可以采用分析方法，也可以采用数字积分的方法。

外推期间使用gps(或北斗)定位数据对外推参数进行修订，在gps(或北斗)故障的情况下，可以使用定期地面注入轨道的方式修订轨道外推参数，避免轨道外推结果严重偏离实际轨道。

星上软件根据轨道预报，定时判断是否进入载荷开机范围或开机时间段，判断周期不大于10秒一次。

有效载荷的覆盖区域应根据卫星运行方向，预测出卫星运行在指定覆盖区域的时间段，当覆盖时间段小于30s时，视为不在指定覆盖区域，载荷不开机。

时间统一

鉴于使用的精度和商业卫星的成本问题，卫星上的时间不会采用高精度时钟，而是采用以下方式获取：

1.星载晶振计数；

2.接收gps(或北斗)授时，充分利用gps(或北斗)上的高精度时钟；

3.地面授时；

授时采用两种方式：绝对时间和相对时间；绝对时间方式是指注入绝对时间直接替换星上时间，gps(或北斗)授时采用的就是绝对授时方式，地面指令也可以使用这种方式；相对时间授时方式则通过注入时间差的方式，改变星上的时间，地面授时应主要采用这种方式。

时间信息会用在姿态确定、轨道外推估计和卫星星下点地理位置经纬度计算上，因此，时间的错误或者突跳必然会引起姿态确定、轨道外推和卫星星下点地理位置经纬度的错误和突跳。在授时过程中，应尽量避免星上时间系统的大的突跳，注入的时间和星上时间的误差应在一定的误差范围内才会被接受。但是，地面授时不受此限制。

测控系统的设置

卫星遥控必须长期保持工作状态，随时可接受地面遥控指令。

测控数传可设置指定地面接收站，在卫星数传即将覆盖指定接收站时，自主完成对地定向指向控制，保证在卫星数传覆盖指定地面接收站时卫星处于对地定向指向状态，在卫星进入覆盖指定地面接收站时开启数传和遥测，完成卫星与地面站间的测控数据通讯，在卫星驶离指定地面站时自主关闭数传和遥测。在仰角为10°，卫星轨道高度为600km的前提下，计算得到地面站的有效通信范围为以测控站点为圆心，半径为1778km的圆形范围。

星上软件定时计算出卫星当前经纬度和星上预置的4个地面站有效通信范围的经纬度依次进行判断，判定卫星是否进入地面站有效通信范围，判定周期不大于10秒一次。

星上数传覆盖区域应根据卫星运行方向，预测出卫星运行在指定覆盖区域的时间段，当时间段小于1min时，视为不在指定覆盖区域。

需要说明的是，除非特别指出，否则说明书中的术语“第一”、“第二”、“第三”等描述仅仅用于区分说明书中的各个组件、元素、步骤等，而不是用于表示各个组件、元素、步骤之间的逻辑关系或者顺序关系等。

可以理解的是，虽然本发明已以较佳实施例披露如上，然而上述实施例并非用以限定本发明。对于任何熟悉本领域的技术人员而言，在不脱离本发明技术方案范围情况下，都可利用上述揭示的技术内容对本发明技术方案作出许多可能的变动和修饰，或修改为等同变化的等效实施例。因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所做的任何简单修改、等同变化及修饰，均仍属于本发明技术方案保护的范围内。