一种基于时分复用方式的小卫星轨道控制方法

摘要

一种基于时分复用方式的小卫星轨道控制方法，涉及小卫星轨道控制领域，解决了现有小卫星轨道控制存在的成本高、效率低的问题。本发明包括：在小卫星下表面以对称斜装形式安装四个推力器，即第一推力器与第二推力器关于X轴对称且第三推力器与第四推力器关于X轴对称，第一推力器与第四推力器关于Y轴对称且第二推力器与第三推力器关于Y轴对称；四个推力器斜装角度范围均为‑55°～+55°，第一推力器和第二推力器的斜装角度大小和方向均相同，第三推力器和第四推力器的斜装角度大小和方向均相同；采用反作用动量轮控制小卫星的姿态，同时采用姿控脉冲量卸载整星角动量；以在轨标定方式修正控制系数。本发明成本低、节省资源、简单可靠。

说明书

技术领域

本发明涉及小卫星轨道控制技术领域，具体涉及一种基于时分复用方式的小卫星轨道控制方法。

背景技术

随着小卫星的发展越来越热，对它的轨道控制(简称轨控)问题亟需解决。卫星轨控的关键是要解决轨控推力器工作期间的姿态稳定问题。传统的大卫星上一般配置约10～16个姿控推力器用于轨控期间的姿态稳定，再加上2～4个轨控推力器，使得整个推进系统设计复杂、造价昂贵。而对于小卫星，其所需的推力较小，意味着它的推力器对精密加工的要求相比大推力的推力器更高，随之带来的经济成本也更高；另外，小卫星的表面积较小，星上布局有限，推力器的安装及其喷射出的气体羽流影响必须避开相机、数传测控天线、星敏感器、太阳帆板等有效载荷。因此，采用最少的推力器完成卫星的轨道控制是今后小卫星轨道控制发展的重要趋势。

对于传统大卫星，大卫星本身的造价昂贵，推力器的配置较多，星上布局空间较大，其配置方式并不适用于追求成本低廉和设计简化的小卫星。而对于微纳卫星，一般采用电推进(10μN～100mN量级)、MEMS推进等微推系统完成轨道控制，但其系统推力太小、效率太低，不能满足小卫星轨道控制需求。

目前大部分在轨小卫星不具备轨道控制能力，而少数具备轨控能力的小卫星一般采用轨控推力器+角动量较高的反作用动量轮来克服轨控过程中角动量积累，在实践中为了提高轨控能力对推力器的装配精度和喷口的机加工精度提出苛刻的要求，即便如此，依旧存在动量轮饱和的风险，轨控能力受限。

发明内容

为了解决现有小卫星轨道控制存在的成本高、效率低的问题，本发明提供一种基于时分复用方式的小卫星轨道控制方法。

本发明为解决技术问题所采用的技术方案如下：

本发明的一种基于时分复用方式的小卫星轨道控制方法，包括以下步骤：

步骤一、四个推力器的安装和布局

在小卫星下表面以对称斜装形式安装四个推力器，即第一推力器与第二推力器关于X轴对称且第三推力器与第四推力器也关于X轴对称，同时，第一推力器与第四推力器关于Y轴对称且第二推力器与第三推力器也关于Y轴对称；

四个推力器斜装角度范围均为-55°～+55°，所述第一推力器和第二推力器的斜装角度大小和方向均相同，所述第三推力器和第四推力器的斜装角度大小和方向均相同；

步骤二、利用时分复用方法完成小卫星的姿轨控

采用反作用动量轮控制小卫星的姿态，同时采用姿控脉冲量卸载整星角动量；

四个推力器按照控制周期依次开启电磁阀，推力器的每一个姿控脉冲均包括轨控基准量To和姿控脉冲量Ta，每个控制周期更新姿控脉冲量Ta；所述控制周期大于To+Ta+Td，Td表示推力器关机响应时间；所述推力器关机响应时间Td与轨控基准量To均为固定值，对姿控脉冲量Ta进行限幅即可调节控制周期大小；

步骤三、以在轨标定方式修正控制系数

小卫星的姿轨控结束后，记录四个推力器的工作时长和轨道变化量，以此来标定控制系数。

进一步的，步骤一中，根据力矩的均衡性，避免X轴、Y轴、Z轴控制相互耦合，X轴、Y轴、Z轴的最小力矩与最大力矩的比值高于20％。

进一步的，若第一推力器和第二推力器沿+X方向倾斜时，则第三推力器和第四推力器沿-X方向倾斜，即第一推力器和第四推力器呈外八字斜装而第二推力器和第三推力器也呈外八字斜装，规定推力器沿+X方向倾斜时，斜装角度为正；若第一推力器和第二推力器沿-X方向倾斜，则第三推力器和第四推力器沿+X方向倾斜，即第一推力器和第四推力器呈内八字斜装而第二推力器和第三推力器也呈内八字斜装，规定推力器沿-X方向倾斜时，斜装角度为负。

进一步的，步骤二中，采用反作用动量轮控制小卫星的姿态，具体的是采用PID调节器对小卫星姿态进行控制。

进一步的，步骤二中，采用姿控脉冲量卸载整星角动量，具体的是采用单边极限环的相平面法进行控制。

本发明的有益效果是：

本发明利用4个推力器完成卫星的轨道控制及其轨控过程中的姿态稳定，具有以下的技术效果：

(1)单个推力器成本动辄数十万，由于本发明采用的推力器个数最少，因此可以节约大量的经济成本。

(2)推力器作为一种喷气排出装置，喷射出的化学气体对星上单机有羽流污染，减少推力器个数可以节省出卫星的布局资源，便于其它单机的安装。

(3)推力器生成姿态控制力矩的同时生成力，该作用力可用于卫星的轨道控制，节省控制燃料。

(4)推力器全部安装在卫星的底板上，方便整星装配，减少管路布线，使系统变得简单可靠。

附图说明

图1为小卫星安装坐标系。

图2为4个推力器的布局示意图。

图3为不同斜装角度下的力臂曲线。

图4为时分复用的推力曲线。

图5为轨控期间整星角动量变化曲线。

图6为轨控期间姿态偏差变化曲线。

图7为冲量变化曲线。

图8为整星角动量变化曲线。

图9为反作用动量轮转速变化曲线。

图10为卫星姿态角变化曲线。

具体实施方式

以下结合附图对本发明作进一步详细说明。

本发明的一种基于时分复用方式的小卫星轨道控制方法，主要是通过以下步骤实现的：

步骤一、采用4个推力器完成小卫星姿轨控的布局，对4个推力器的安装进行了优化设计。

采用一种正方体形状的小卫星(其它形状的可类推)，其安装坐标系如图1所示：一般小卫星的上表面(即图1中的Z面)安装相机、天线等应用载荷；小卫星的侧面安装姿态敏感器、帆板、天线，尤其对于具有视场要求的姿态敏感器占据了大部分的表面布局；小卫星的下表面设置有与运载器相连的对接环，受星箭接口约束，很少布局有效载荷，因此推力器安装在小卫星的下表面既可以节省表面布局资源，又不会与有效载荷干涉。

4个推力器的安装布局如图2所示，图2中的F1、F2、F3、F4分别表示4个推力器，4个推力器的安装位置采用对称的形式，即第一推力器F1和第二推力器F2、第三推力器F3和第四推力器F4关于X轴对称，第一推力器F1和第四推力器F4关于Y轴对称、第二推力器F2和第三推力器F3关于Y轴对称，这样，当推力器成对工作时，只会形成一个方向上的力矩。

为了形成Z方向的控制力矩，4个推力器均采用斜装的形式进行安装，为了不产生X、Y方向的干扰力矩，4个推力器斜装角度的大小(不包括方向)需要保持一致。在安装设计时，还需要考虑如下约束：

约束一、考虑推力偏差和羽流影响，推力器斜装角度α的大小范围为-55°～+55°。

如图2所示，若第一推力器F1和第二推力器F2沿+X方向倾斜时，则需第三推力器F3和第四推力器F4沿-X方向倾斜，即第一推力器F1和第四推力器F4呈外八字斜装而第二推力器F2和第三推力器F3也呈外八字斜装，规定推力器沿+X方向倾斜时，斜装角度为正；若第一推力器F1和第二推力器F2沿-X方向倾斜，则需第三推力器F3和第四推力器F4沿+X方向倾斜，即第一推力器F1和第四推力器F4呈内八字斜装而第二推力器F2和第三推力器F3也呈内八字斜装，规定推力器沿-X方向倾斜时，斜装角度为负。综上，第一推力器F1和第二推力器F2的斜装角度大小和方向均相同，而第三推力器F3和第四推力器F4的斜装角度大小和方向均相同。

约束二、考虑力矩的均衡性，避免三轴(X轴、Y轴、Z轴)控制相互耦合，三轴最小力矩与最大力矩的比值需高于20％。

约束三、尽量增大力臂，减小斜装角度，节约燃料。

以某型号的小卫星为例，按照图2的方式进行4个推力器安装布局，其中l＝320mm，b＝180mm，通过作图的方式得到不同斜装角度下的力臂曲线如图3所示：综合考虑力臂的平衡性、力臂和、推力损失等因素，可以看出斜装角度α为-20°时可以达到设计最优，这样可以得到4个推力器的姿控分配矩阵如表1所示，d表示小卫星质心高度，F表示单个推力器输出的推力大小。

表1

步骤二、利用时分复用方法完成小卫星的姿轨控

所采用的时分复用方法的原理如图4所示，4个推力器按照既定的控制周期开启电磁阀，推力器每一个姿控脉冲由两部分组成：轨控基准量和姿控脉冲量。图4中，Tu表示推力器开机响应时间；Td表示推力器关机响应时间；To表示轨控基准量，为固定参数；Ta表示姿控脉冲量，随着小卫星姿态变化每个控制周期更新该数值。另外，为了防止前一个控制输出与后一个控制输出叠加，要求控制周期大于To+Ta+Td，而推力器关机响应时间Td与轨控基准量To均为固定值，因此只需对姿控脉冲量Ta进行限幅即可。

由于4个推力器均斜装，因此轨控的效率为|cosα|，若|α|＜20°，则轨控效率大于94％，相比推力器直装，小角度斜装的轨控效率损失很小。

姿控脉冲除了产生用于稳定姿态的力矩外，还生成两个方向的推力：一个推力沿着轨控方向，占比较大，增加了轨控效率；另一个占比较小的推力沿着推力器倾斜方向，实践中为了降低它对卫星轨道的影响，可以通过调整小卫星的滚动角使该推力指向地心方向。

对于整星的姿态稳定，可以通过两种方法实现：第一种是单纯的使用姿控脉冲来控制姿态；第二种是反作用动量轮+姿控脉冲组合的方式来控制。由于姿控脉冲控制滞后(滞后时间为轨控基准量时间)，因此，采用第二种方法即反作用动量轮+姿控脉冲组合的方式进行姿态稳定，即使用反作用动量轮控制姿态，姿控脉冲量卸载整星角动量。其中的反作用动量轮控制姿态可采用现有的PID调节器直接对姿态进行控制，而姿控脉冲量卸载整星角动量可利用单边极限环的相平面法进行控制。

步骤三、通过在轨标定的方式进行精确的控制系数修正

轨控结束后，记录四个推力器工作的时长和测定控前控后的轨道变化量，以此来标定控制系数。由于卫星轨道半长轴变化量与卫星飞行方向获得的冲量成线性关系，因此，通过标定可以将推力偏差、姿控脉冲量、姿态扰动等系统误差影响全部考虑进去，下次轨控可以得到更高精度的轨道控制。

具体实施方式一

为了验证本发明的轨控方法的有效性，可通过地面模拟飞行的实验验证。选取适用于小卫星控制的1N推力器，设三轴动量轮的角动量为1N.m.s，推力器轨控的控制周期为2s，轨控基准量为1s，动量轮姿控的控制周期为0.125s，姿控脉冲量卸载整星角动量单边极限环的开关线为±0.1N.m.s，轨控持续时间280s，进行地面模拟飞行仿真。

卫星的角动量变化曲线如图5所示。从图5可以看出，整星角动量不超过0.5N.m.s，保证姿态受控。另外，由于X轴的系统偏差设置较大，而卸载控制又滞后轨控基准量，因此，整星角动量Hx会超出开关线。

轨控期间的姿态角变化如图6所示。从图6可以看出，轨控期间的姿态控制精度优于0.3°，满足轨道控制对姿态的精度要求。

卫星本体三轴方向获得的冲量曲线变化如图7所示。从图7可以看出，卫星在Z轴方向获得495N.s的总冲量，可以实现卫星的轨控任务。

具体实施方式二

在长光卫星技术有限公司的在轨吉林一号视频卫星上得到了实施。考虑实际任务需求，实施中，对卫星轨道进行了430m的抬升，实施时间为13:03:54～13:04:10，标定的控制系数为1.00。

在对卫星进行轨控的过程中，整星的角动量曲线变化如图8所示。根据图8可知，卫星轨控开始前，Y轴的角动量较高，进行了一次姿控脉冲量的卸载，保证了反作用动量轮对卫星的可控性。

反作用动量轮转速变化如图9所示。从图9可以看出，采用本发明的轨控方法进行轨控时，反作用动量轮的转速可以钳制在-1000～+1000r/min以内，不会出现转速饱和姿态失控的问题。

卫星姿态角曲线变化如图10所示。从图10可以看出，采用本发明的轨控方法进行轨控时，当有姿控脉冲量输出时，对整星的姿态有一个相对明显的扰动，其扰动量约为0.3度，通过反作用动量轮的反馈控制后，可以很快的将该扰动抑制。事后经过地面测轨标定，卫星轨道半长轴增加了456m，标定的控制系数为1.06，可以作为下次精确轨控的系数参考。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。