一种使用动量轮快速大角度偏航姿态机动的方法

摘要

一种使用动量轮快速大角度偏航姿态机动的方法，本方法利用星上控制分系统已有的偏航姿态偏置能力，加以地面遥控的方法，采取分步骤、多次注入偏置目标量的方法，将偏置量较大的一次控制分成偏置量较小的多次控制，通过多次小量控制，实现最终的偏航大角度机动。本方法设计精巧、实现简单、运行可靠，在不更改星上软件的前提下，较好的解决了倾斜轨道卫星飞控期间位置捕获和长期在轨位置保持中的实际需求。

说明书

技术领域

本发明涉及一种使用动量轮快速大角度偏航姿态机动的方法，适用于卫 星姿态控制领域。

背景技术

导航IGSO/MEO卫星受到轨道摄动的影响，需要进行轨道位置保持操 作。根据仿真计算的结果可知，IGSO/MEO位置保持期间偏航姿态往往处 于大角度偏置期间，而位置保持一般需要偏航角在0°或180°附近进行， 因此位置保持操作前需要大范围调整偏航姿态。

正常位置保持需要的轨控喷气量都很小，如果轨控前使用喷气进行偏航 姿态的调整，会对卫星的轨道造成较大影响，极大的影响轨道控制的精度。

因此目前常用的卫星偏航姿态调整的方式是：星上控制系统设计了正常 模式下地面遥控控制偏航轴姿态的手段，使用时只需发送指令禁止星上自主 进行偏航姿态机动，遥控注入偏航轴姿态偏置目标，卫星会自动向偏置目标 进行机动，到达目标偏置量后，卫星自动转入姿态维持，但是受到星上控制 器和执行机构能力的限制，当偏航角偏置目标与当前偏航角差值大于某个阈 值时（即控制量过大时），控制系统的稳定性无法保证，可能会发生震荡， 甚至于发散。

因此现在需要研究一种进行卫星偏航大范围机动的方法，最大程度的减 小姿控喷气对卫星轨道的影响，实现卫星控制系统姿态调整过程中保持其稳 定性。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种使用动量 轮快速大角度偏航姿态机动的方法，解决了因为星上控制器和执行机构能力 的限制，使得当一次偏航调整量大于某个阈值时，卫星控制系统无法保持的 稳定和容易发散的问题。

本发明的技术解决方案是：

一种使用动量轮快速大角度偏航姿态机动的方法，其步骤如下：

（1）地面控制站遥控发送禁止星上自主控制偏航姿态指令，停止星上 自主控制偏航姿态；

（2）地面控制站遥控发送禁止星上自主标定偏航陀螺指令，停止星上 自主偏航陀螺标定；

（3）地面控制站遥控发送停止星上自主控制太阳帆板指令，改为地面 控制太阳帆板，地面控制站根据轨道位置保持操作期间太阳的位置和卫星的 目标姿态设置太阳帆板的目标转角和转动模式；

（4）地面计算最终偏航目标角与当前偏航角的差值，设定偏航调整量 M和m，若偏航目标角与当前偏航角的差值的绝对值大于M，则将此差值 的绝对值分解为若干个M值和若干个小于等于m值的偏航调整量，当前偏 航角按照分解的偏航调整量逐步向最终偏航目标角调整，调整过程中得到若 干个中间偏航目标角；若偏航目标角与当前偏航角的差值的绝对值小于等于 m，则当前偏航角直接向偏航目标角调整；

（5）地面将步骤（4）中计算的中间偏航目标角遥控发送到卫星；

（6）卫星根据接收到的中间偏航目标角进行偏航姿态调整，当姿态调 整到超调量最大时，地面遥控发送下一个中间偏航目标角；

（7）卫星接收到下一个中间偏航目标角后重复步骤（6），直到偏航姿 态到达最终偏航目标角；

（8）卫星进行位置保持操作；

（9）位置保持结束后，卫星转入正常模式，使用动量轮控制三轴姿态， 地面控制站根据轨道位置变化重新计算太阳方位和新的最终偏航目标角，重 复步骤（4）、（5）和（6）；

（10）当到达新的最终偏航目标角后，地面向星上发送自主控制偏航姿 态指令、允许自主偏航陀螺标定指令和自主控制太阳帆板指令。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

（1）本发明采用分步骤、多次注入中间偏航目标角的方法，将偏置量 较大的一次控制分解为偏置量较小的多次控制，通过多次小量控制，实现最 终的偏航大角度机动，保证了星上控制系统的稳定，避免姿态发散。

（2）本发明采用动量轮调整的方式，相对于传统的喷气式调整方式， 避免了姿态调整过程对卫星轨道的影响，提高了位置保持操作的精度。

（3）本发明采用中间偏航目标角调整到超调量最大时，地面遥控立即 发送下一个中间偏航目标角调整指令的方法，减小了偏航调整过程中的姿态 振荡，缩短了偏航调整时间。

附图说明

图1为本发明流程图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的具体实施方式进行进一步的详细描述。

如图1所示，本发明一种使用动量轮快速大角度偏航姿态机动的方法， 其具体实施过程如下：

（1）卫星工作在正常模式，星上使用动量轮自主控制偏航姿态，当采 用本方法时，地面控制站首先遥控发送禁止星上自主控制偏航姿态指令，停 止星上自主控制偏航姿态，改由地面进行控制。

（2）地面控制站遥控发送禁止星上自主标定偏航陀螺指令，停止星上 自主偏航陀螺标定。

（3）地面控制站遥控发送停止星上自主控制太阳帆板指令，改为地面 控制太阳帆板，地面控制站根据轨道位置保持操作期间太阳的位置和卫星的 目标姿态设置太阳帆板的目标转角和转动模式。

（4）地面计算最终偏航目标角与当前偏航角的差值，设定偏航调整量 M和m（一般原则），若最终偏航目标角与当前偏航角的差值的绝对值大于 等于M，则将此差值的绝对值分解为若干个M值和若干个小于等于m值的 偏航调整量，当前偏航角按照分解的偏航调整量逐步向最终偏航目标角调整 得到若干个中间偏航目标角；若最终偏航目标角与当前偏航角的差值的绝对 值小于等于m，则当前偏航角直接向偏航目标角调整；若偏航目标角与当前 偏航角的差值为负数，那么当前偏航角逐渐减去若干个M值和若干个小于 等于m值的偏航调整量得到最终偏航目标角，若若偏航目标角与当前偏航 角的差值为正数，则当前偏航角逐渐与若干个M值和若干个小于等于m值 的偏航调整量相加得到最终偏航目标角。

（5）地面将步骤（4）中计算的中间偏航目标角遥控发送到卫星。

（6）卫星根据接收到的中间偏航目标角进行偏航姿态调整，当姿态调 整到超调量最大时，地面遥控发送下一个中间偏航目标角。

（7）卫星接收到下一个中间偏航目标角后重复步骤（6），直到偏航姿 态到达最终偏航目标角。

（8）卫星进行位置保持操作。

（9）位置保持结束后，卫星转入正常模式，使用动量轮控制三轴姿态， 根据轨道位置变化，计算太阳方位和新的最终偏航目标角，重复步骤（4）、 （5）和（6）。

（10）当到达新的最终偏航目标角后，地面向星上发送自主控制偏航姿 态指令、允许自主偏航陀螺标定指令和自主控制太阳帆板指令。

下面以一个具体实例进一步说明本发明的工作过程。

（1）地面控制站遥控发送禁止星上自主控制偏航姿态指令。

（2）地面控制站遥控发送禁止星上自主标定偏航陀螺指令，停止星上 自主偏航陀螺标定。

（3）地面控制站遥控发送停止星上自主控制太阳帆板指令，改为地面 控制太阳帆板，计算得到太阳帆板目标转角为30°，发送指令使帆板转到 30°位置。

（4）卫星当前偏航角为50°，地面计算最终偏航目标角为90°，偏航 目标角与当前偏航角的差值的绝对值为40°，取偏航调整量M为10°和m 为5°，绝对值为40°分解为3个M值和2个m值的和，则中间偏航目标 角分别为60°、70°、80°、85°和90°。

（5）地面遥控发送中间偏航目标角60°到卫星。

（6）卫星根据接收到的中间偏航目标角60°进行偏航姿态调整，当姿 态调整到超调量最大时，偏航角速度为0°/s时，地面遥控发送下一个中间 偏航目标角70°。

（7）卫星根据接收到的中间偏航目标角70°进行偏航姿态调整，当姿 态调整到超调量最大时，偏航角速度为0°/s时，地面遥控发送下一个中间 偏航目标角80°。

（8）卫星根据接收到的中间偏航目标角80°进行偏航姿态调整，当姿 态调整到超调量最大时，偏航角速度为0°/s时，地面遥控发送下一个中间 偏航目标角85°。

（9）卫星根据接收到的中间偏航目标角85°进行偏航姿态调整，当姿 态调整到超调量最大时，偏航角速度为0°/s时，地面遥控发送最终偏航目 标角90°。

（10）待卫星偏航姿态调整到90°，且稳定后，卫星进行位置保持操 作。

（11）位置保持结束后，卫星转入正常模式，使用动量轮控制三轴姿态， 根据轨道位置变化，计算太阳方位，确定新的最终偏航目标角为55°。

（12）卫星当前偏航角为90°，地面计算新的最终偏航目标角为55°， 偏航目标角与当前偏航角的差值的绝对值为35°，取偏航调整量M为10 °和m为5°，绝对值为35°分解为3个M值和1个m值的和，则中间 偏航目标角分别为80°、70°、60°和55°。

（13）地面遥控发送中间偏航目标角80°到卫星。

（14）卫星根据接收到的中间偏航目标角80°进行偏航姿态调整，当 姿态调整到超调量最大时，偏航角速度为0°/s时，地面遥控发送下一个中 间偏航目标角70°。

（15）卫星根据接收到的中间偏航目标角70°进行偏航姿态调整，当 姿态调整到超调量最大时，偏航角速度为0°/s时，地面遥控发送下一个中 间偏航目标角60°。

（16）卫星根据接收到的中间偏航目标角60°进行偏航姿态调整，当 姿态调整到超调量最大时，偏航角速度为0°/s时，地面遥控发送新的最终 偏航目标角55°。

（17）当到达新的最终偏航目标角后，地面向星上发送自主控制偏航姿 态指令、允许自主偏航陀螺标定指令和自主控制太阳帆板指令。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知 技术。