一種欠驅動的衛星消旋控制方法

《一種欠驅動的衛星消旋控制方法》是北京控制工程研究所於2013年1月30日申請的專利，該專利的公布號為CN103072701A，公布日為2013年5月1日，發明人是王新民、徐福祥、張篤周、馬世俊、張俊玲、陳義慶、席敦義、劉傑、雷擁軍、王勝剛、袁軍。

《一種欠驅動的衛星消旋控制方法》步驟為：（1）利用姿態敏感器確定欠驅動衛星的初始自旋軸方位，並根據目標自旋軸方位確定消旋控制的方向和大小；（2）確定各噴氣控制發動機所產生的噴氣控制力矩和消旋控制方向的幾何關係，並選取噴氣控制力矩在消旋控制方向上分量最大的噴氣控制發動機作為消旋控制發動機；（3）在消旋初期採用“整數倍個自旋周期全噴氣”方式，在消旋末期則採用“對稱點噴”方式，使用消旋控制發動機進行消旋控制，一次消旋完成後，應使星體自然阻尼一段時間，之後再進行下次的消旋控制，直至衛星的自旋軸到達目標自旋軸。該發明採用的消旋控制策略操作簡便，同時可以減小消旋控制所產生的章動。

2017年12月11日，《一種欠驅動的衛星消旋控制方法》獲得第十九屆中國專利優秀獎。

（概述圖為《一種欠驅動的衛星消旋控制方法》摘要附圖）

基本介紹

• 中文名：一種欠驅動的衛星消旋控制方法
• 申請人：北京控制工程研究所
• 申請日：2013年1月30日
• 申請號：2013100362879
• 公布日：2013年5月1日
• 公布號：CN103072701A
• 發明人：王新民、徐福祥、張篤周、馬世俊、張俊玲、陳義慶、席敦義、劉傑、雷擁軍、王勝剛、袁軍
• 地址：北京市海淀區北京2729信箱
• 分類號：B64G1/26(2006.01)I
• 代理機構：中國航天科技專利中心
• 代理人：安麗
• 類別：發明專利

專利背景

消旋控制一般用於自旋穩定衛星，許多衛星都採用自旋穩定方式來穩定姿態，其自旋軸與軌道平面垂直，這種姿態穩定方式的優點是簡單且抗干擾能力強，當衛星受到恆定干擾力矩作用時，其自旋軸以等速漂移，而不是加速漂移。自旋穩定是利用衛星繞自旋軸旋轉時具有的定軸性使自旋軸在無外力矩作用時在慣性空間保持方向不變的姿態穩定方式，當有外力作用時，自旋衛星角動量矢量的方向將以某一角速度進動，當瞬時旋轉軸與自旋軸不重合時，自旋衛星會出現章動，為了保持自旋軸的定軸性，便需通過消耗衛星自身能量或者採用章動阻尼器把章動衰減掉。從動力學分析，內部有能量耗散的自旋衛星只有繞其最大慣量軸自旋才是穩定的，但是該情況下阻尼慢而且要求衛星為軸對稱短粗形，因此自旋衛星通常需要採用主動控制系統來調整衛星姿態和自旋速度，以抵消干擾力矩影響或使自旋軸進動到預定姿態，另外還需對章動進行阻尼，消除衛星自旋軸的章動。特殊情況下，消旋控制也用於三軸穩定衛星的搶救過程。

衛星一般設計有噴氣推進控制系統，軸向發動機產生自旋平面內的力矩，用於自旋軸進動即角動量方向控制；切向發動機用於控制轉速即角動量大小（如啟旋、消旋、轉速保持等）；徑向發動機用於變軌。自旋穩定衛星的自旋軸和噴氣發動機的安裝位置一般具有嚴格的幾何關係，因此自旋衛星設計不僅要考慮構型，而且要沿軸向、切向和徑向等三個方向配置噴氣發動機等執行機構。如果總是存在有噴氣發動機僅在消旋方向有力矩，則屬於全驅動消旋控制，否則屬於欠驅動消旋控制，即所有的噴氣發動機中，不存在僅在消旋方向上有噴氣力矩的發動機，或者說所有噴氣發動機僅在消旋方向存在大小不等的力矩分量。

衛星在消旋控制過程中，如果衛星噴氣控制屬於欠驅動控制，若仍採用全驅動消旋控制的方法則無法達到控制目的，甚至危及衛星安全。中國國內外文獻主要針對全驅動消旋控制進行了一系列研究，雖然中國國內外有在軌衛星故障和搶救的報導，但均沒有涉及欠驅動的噴氣消旋控制。

發明內容

專利目的

《一種欠驅動的衛星消旋控制方法》的技術解決問題是：克服2013年1月之前技術的不足，提供了一種針對噴氣控制力矩與進動方向不一致的欠驅動衛星的消旋控制方法。

技術方案

《一種欠驅動的衛星消旋控制方法》步驟如下：

（1）利用姿態敏感器確定欠驅動衛星的初始自旋軸方位，並根據目標自旋軸方位確定消旋控制的方向和大小ΔH；

（2）確定各噴氣控制發動機所產生的噴氣控制力矩與消旋控制方向的幾何關係，選取噴氣控制力矩在消旋控制方向上分量最大的噴氣控制發動機作為消旋控制發動機；

（3）將消旋控制量ΔH分成n次進行調整，每一次調整的大小為ΔHn，n為正整數，如果n不小於2，則前後兩次調整的時間間隔為整數倍個衛星自旋周期Ts；調整方法為：對於前k次調整，每一次都採用消旋控制發動機進行整個自旋周期全部噴氣的方式進行消旋控制；對於後n-k次調整，每一次從調整所在的衛星自旋周期的起始時刻開始計時，在每隔Ts/2N時刻使用所述的消旋控制發動機噴一個持續時間為Δtn的脈衝，Δtn=ΔHn/（Tjet·cosα·2N），Tjet·cosα為消旋控制發動機所產生的噴氣控制力矩在消旋控制方向上的分量，N為正整數。

改善效果

《一種欠驅動的衛星消旋控制方法》與2013年1月之前的技術相比的優點在於：該發明方法首先確定消旋控制的方向和大小，然後確定消旋控制發動機，最後將消旋控制量分成n次進行調整，每次調整時均在特定時刻使用消旋控制發動機進行控制，調整方法簡便，並且使用“整數倍個自旋周期全噴氣”方式或“對稱點噴”方式的消旋策略，可以最大限度的減小章動的產生。該發明方法不僅適用於地面開環控制，也適用於星上自主閉環控制；不僅適用於全驅動控制方式，也適用於欠驅動控制方式；不僅適用於自旋穩定衛星，也適用於三軸穩定衛星搶救期間的消旋控制。

附圖說明

圖1為《一種欠驅動的衛星消旋控制方法》實施流程圖；

圖2為該發明自旋軸和噴氣發動機安裝位置的典型幾何關係示意圖；

圖3為該發明自旋軸、消旋方向和噴氣控制力矩幾何關係示意圖；

圖4為該發明消旋控制“對稱點噴”方式噴氣相位示意圖。

權利要求

1.《一種欠驅動的衛星消旋控制方法》其特徵在於步驟如下：

（1）利用姿態敏感器確定欠驅動衛星的初始自旋軸方位，並根據目標自旋軸方位確定消旋控制的方向和大小ΔH；

（2）確定各噴氣控制發動機所產生的噴氣控制力矩與消旋控制方向的幾何關係，選取噴氣控制力矩在消旋控制方向上分量最大的噴氣控制發動機作為消旋控制發動機；

（3）將消旋控制量ΔH分成n次進行調整，每一次調整的大小為ΔHn，n為正整數，如果n不小於2，則前後兩次調整的時間間隔為整數倍個衛星自旋周期Ts；調整方法為：對於前k次調整，每一次都採用消旋控制發動機進行整個自旋周期全部噴氣的方式進行消旋控制；對於後n-k次調整，每一次從調整所在的衛星自旋周期的起始時刻開始計時，在每隔Ts/2N時刻使用所述的消旋控制發動機噴一個持續時間為Δtn的脈衝，Δtn=ΔHn/（Tjet·cosα·2N），Tjet·cosα為消旋控制發動機所產生的噴氣控制力矩在消旋控制方向上的分量，N為正整數。

實施方式

《一種欠驅動的衛星消旋控制方法》針對噴氣控制力矩與消旋方向不一致的欠驅動衛星，提供了一種工程可操作性強的、適用於消旋控制的方法，流程如圖1所示，主要步驟如下：

（1）確定欠驅動衛星自旋軸和消旋控制的方位和大小

衛星消旋控制前要分析衛星初始自旋軸的方位和大小，自旋軸的方位和大小是根據姿態敏感器確定的，如太陽敏感器，確定方法一般採用幾何法或代數法。根據初始自旋軸和目標自旋軸的大小即可確定衛星的消旋控制方向和大小。具體確定方法可參考《屠善澄，衛星姿態動力學與控制[M]，宇航出版社，2001》。

（2）確定各噴氣控制發動機和消旋控制方向的幾何關係

如果發動機產生的力矩和消旋方向一致，或者即便有分量但分量可以使用其它發動機產生的全部力矩來控制，則屬於全驅動控制，該情況可以採用常規策略進行控制。如果發動機產生的力矩和消旋方向不一致，而且干擾力矩分量沒有其它方向的發動機來控制，則屬於欠驅動控制。兩者一般根據姿態遙測數據確定，主要分析控制力矩和陀螺測量的回響是否一致，即是否滿足其中為由某方向陀螺計算的角速度、Tci為由噴氣推進系統產生的控制力矩、Ji為衛星慣量，x，y，z分別為切向軸、徑向軸和自旋軸。如果發動機僅在消旋方向滿足上述關係式，則屬於全驅動消旋控制，否則屬於欠驅動消旋控制。

在欠驅動消旋控制的情況下，需要分析可以用來進行消旋控制的發動機產生的力矩大小和方向，及其和消旋方向的幾何關係。

（3）確定進行消旋控制的噴氣發動機

通過上述分析，選取進行消旋控制的發動機，如果屬於全驅動控制，則選取發動機的噴氣控制力矩方向與消旋控制方向完全一致的發動機作為消旋控制發動機即可，這種方式屬於常規方式。

而對於欠驅動控制的情況，則需要選取消旋控制分量大的發動機，即選取噴氣控制力矩在消旋控制方向上分量最大的噴氣控制發動機作為消旋控制發動機。

（4）欠驅動消旋控制

對於全驅動消旋控制，可以採用常規策略進行控制。

對於噴氣控制力矩與消旋方向不一致的欠驅動衛星，需要利用力矩分量進行消旋控制。為了減小產生的章動，該發明方法設計“整數倍個自旋周期全噴氣”方式或“對稱點噴”方式的消旋策略，一次消旋完成後，應使星體自然阻尼一段時間（一般取1個自旋周期），衰減該次控制的章動角度，之後才可以進行下次的消旋控制。該方式可以星上自主閉環控制也可以採用地面指令控制的開環模式。

如圖3所示，假設自旋軸H方向和噴氣控制力矩Tjet方向的夾角為α，則噴氣控制力矩Tjet與H平行的分量大小為Tjet_H平行=Tjet·cosα、與H垂直的分量大小為Tjet_H垂直=Tjet·sinα。由此可見，如果整個自旋周期均噴氣或採用對稱點噴方式，則Tjet_H平行將累積而Tjet_H垂直會抵消。發動機噴氣Δt時間，則噴氣控制產生的自旋軸角動量變化為ΔH=Tjet·Δt·cosα。由此可見，如果採用“整數倍個自旋周期全噴氣”方式或“對稱點噴”方式的消旋策略，則ΔH=Tjet·Δt·cosα，此時引起的章動角也很小，當衛星有較好的章動阻尼時，經過適當次數的噴氣，總可以把衛星自旋軸消旋控制到期望大小。“整數倍個自旋周期全噴氣”方式不難實現，即噴氣時間為m*Ts，其中Ts為衛星自旋周期，m為整數個數。“對稱點噴”方式則是在一個周期內噴氣2N次，其中N為整數，從調整所在的衛星自旋周期的起始時刻開始計時，在每隔Ts/2N時刻使用所述的消旋控制發動機噴一個持續時間為Δtn的脈衝，Δtn=ΔHn/（Tjet·cosα·2N），ΔHn為消旋角動量，Tjet·cosα為消旋控制發動機所產生的噴氣控制力矩在消旋控制方向上的分量。為了提高效率，一般在消旋初期採用“整數倍個自旋周期全噴氣”方式，在消旋末期（接近目標自旋軸時）則採用“對稱點噴”方式。

以利用數字太陽敏感器信息進行星上自主的消旋控制為例，消旋控制的基本策略如下：

a.根據數字太陽敏感器的測量數據確定衛星的自旋軸和自旋周期Ts。

b.在消旋初期採用“整數倍個自旋周期全噴氣”方式，在tz0時刻開始進行消旋控制，發動機噴氣時間為m*Ts。控後進行衛星狀態監測。間隔1個周期再進行下一次噴氣控制。

c.在消旋末期採用“對稱點噴”方式，在tz0+k*Ts/2N時刻進行消旋控制，k表示一個自旋周期內的噴氣次序（k=0，1，…，2N-1），每次噴氣時間為ΔtN=ΔHN/（Tjet·cosα·2N），ΔHN為消旋角動量。

d.利用遙測數據計算衛星自轉軸與太陽矢量的夾角和衛星自轉周期。

數字太陽敏感器的測量輸出連續兩次過0的時間，即經過了一個自旋周期Ts，噴氣基準時刻tz0可由數字太陽敏感器過0時規定。N由噴氣控制次數確定，章動衰減快，N可取大些。圖4為一個自旋周期進行四次消旋控制的“對稱點噴”方式示意圖，陰影區域表示噴氣弧段，此時進行消旋控制。

榮譽表彰

2017年12月11日，《一種欠驅動的衛星消旋控制方法》獲得第十九屆中國專利優秀獎。