CN113609673B - 一种东四平台小推力姿轨耦合控制下的姿态补偿方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开的一种东四平台小推力姿轨耦合控制下的姿态补偿方法,包括计算卫星各个推力器的推力大小;各个推力器推力在卫星本体坐标系的分量;轨道控制期间姿控推力器工作时间长度;卫星变轨期间轨控/姿控推力器平均推力、综合推力;综合推力至轨控推力器平均推力的法向矢量和夹角;综合推力方向至轨控推力方向的转换矩阵;计算姿轨耦合下的姿态修正补偿量。本发明通过在小推力轨道控制过程中计算姿轨耦合的实际影响,修正补偿东四平台变轨控制姿态,将变轨姿态调整为轨控推力和姿态控制的合力方向,可提高东四平台卫星在利用小推力转移轨道控制过程中的燃料利用率和轨道控制精度,有效节省卫星燃料消耗,对航天器在轨运行有一定的经济效益。
Description
技术领域
本发明属于航天器测量与控制技术领域,具体涉及一种东四平台小推力姿轨耦合控制下的姿态补偿方法。
背景技术
东方红四号是大型通信卫星公用平台,该平台卫星发射总质量可达5400kg,设计寿命15年,具备大容量、长寿命的特点。平台由推进舱、服务舱和太阳翼构成,承载有效载荷可达600kg。卫星推进剂充填量大约为3100kg,分别装填在氧化剂和燃烧剂贮箱内,每个贮箱容积约为1500L。
东四平台卫星在转移轨道控制过程中消耗燃料约为1800kg~1900kg,随着燃料的消耗,卫星质心和转动惯量等质量特性参数变化很大,导致轨控推力器轴线方向不能始终通过卫星质心,轨道控制过程中存在一定干扰力矩,为保持姿态稳定,姿态推力器将参与工作。尤其是在利用10N小推力器进行轨道控制过程中,姿控推力器推力大小与轨控推力器推力大小相当,因此在利用小推力器进行轨道控制过程中姿控推力器频繁工作,姿轨耦合严重,导致轨控与姿控的综合推力方向与轨道控制所需方向不一致,轨道控制效果差,浪费卫星燃料,影响卫星寿命。
发明内容
本发明的目的在于提供一种东四平台小推力姿轨耦合控制下的姿态补偿方法,可提高东四平台卫星在利用小推力转移轨道控制过程中的燃料利用率和轨道控制精度。
本发明所采用的技术方案是:一种东四平台小推力姿轨耦合控制下的姿态补偿方法,包括以下步骤:
步骤1、计算卫星各个推力器的推力大小;
步骤2、计算各个推力器推力在卫星本体坐标系的分量;
步骤3、计算轨道控制期间姿控推力器工作时间长度;
步骤4、计算卫星变轨期间轨控推力器平均推力、姿控推力器平均推力、姿轨耦合控制下的综合推力;
步骤5、计算姿轨耦合控制下的综合推力至变轨期间轨控推力器平均推力的法向矢量和夹角;
步骤6、计算姿轨耦合控制下的综合推力方向至轨控推力方向的转换矩阵;
步骤7、计算312转序姿轨耦合下的姿态修正补偿量。
本发明的特点还在于,
步骤1中卫星各个推力器的推力大小Fi计算公式为:
其中,下脚标i是推力器编号,是氧化剂质量秒流量,/>是燃烧剂质量秒流量,Ii是推力器比冲,g是重力加速度,ωo0i是氧化剂流量理论值,ωopoi是氧化剂流量对氧箱压力的偏导数,po是氧化剂储箱压力,po0是氧化剂储箱压力的基准值,ωotoi是氧化剂流量对氧箱温度的偏导数,to是氧化剂储箱温度,to0是氧化剂储箱温度的基准值,ωopfi是氧化剂流量对燃箱压力的偏导数,pf是燃烧剂储箱压力,pf0是燃烧剂储箱压力的基准值,ωotfi是氧化剂流量对燃箱温度的偏导数,tf是燃烧剂储箱温度,tf0是燃烧剂储箱温度的基准值,ωf0i燃烧剂流量理论值,ωfpoi是燃烧剂流量对氧箱压力的偏导数,ωftoi是燃烧剂流量对氧箱温度的偏导数,ωfpfi是燃烧剂流量对燃箱压力的偏导数,ωftfi是燃烧剂流量对燃箱温度的偏导数。
步骤2中各个推力器推力在卫星本体坐标系的分量Fix,Fiy,Fiz的计算公式为:
其中αi,βi,γi为各推力器的喷管轴线与卫星本体x、y、z三轴的方向余弦角。
步骤3中轨道控制期间姿控推力器工作时间长度Δti的计算公式为:
Δti=tie-tis
其中tie是编号为i的推力器在变轨结束时刻的累积工作时间,tis编号为i的推力器在变轨开始时刻的累积工作时间。
其中Fox是轨控推力器平均推力在卫星本体x轴的分量,Foy是轨控推力器平均推力在卫星本体y轴的分量,Foz是轨控推力器平均推力在卫星本体z轴的分量,Δt是轨道控制持续时间长度,下脚标j是卫星轨控推力器编号;
其中Fax是姿控推力器平均推力在卫星本体x轴的分量,Fay是姿控推力器平均推力在卫星本体y轴的分量,Faz是姿控推力器平均推力在卫星本体z轴的分量,Δt是轨道控制持续时间长度,下脚标k是卫星姿控推力器编号;
步骤6中姿轨耦合控制下的综合推力方向至轨控推力方向的转换矩阵的计算公式M为:
其中
步骤7中312转序姿轨耦合下的姿态修正量的计算公式为:
本发明的有益效果是:本发明一种东四平台小推力姿轨耦合控制下的姿态补偿方法,通过在小推力轨道控制过程中计算姿轨耦合的实际影响,修正补偿东四平台变轨控制姿态,将变轨姿态调整为轨控推力和姿态控制的合力方向,可提高东四平台卫星在利用小推力转移轨道控制过程中的燃料利用率和轨道控制精度,有效节省卫星燃料消耗,对航天器在轨运行有一定的经济效益。
附图说明
图1是本发明一种东四平台小推力姿轨耦合控制下的姿态补偿方法的流程图。
具体实施方式
下面结合附图以及具体实施方式对本发明进行详细说明。
在具体应用实例中,所采用的某东四平台卫星于2020年发射入轨,卫星入轨质量为5399.5kg,星上共安装有14台10N推力器,其中x轴方向安装8台、y方向安装4台、z方向安装2台,可以选用某一轴方向推力器作为轨道控制推力器,这时其它10N推力器作为姿控推力器参与工作,在本实施例中选用推力为+X方向的4台推力器作为轨道控制推力器。如图1所示,具体步骤如下:
步骤1:计算卫星14台10N推力器的推力大小Fi
其中,下脚标i为14台10N推力器的编号,是氧化剂质量秒流量,/>是燃烧剂质量秒流量,Ii是推力器比冲,g是重力加速度,ωo0i是氧化剂流量理论值,ωopoi是氧化剂流量对氧箱压力的偏导数,po是氧化剂储箱压力,po0是氧化剂储箱压力的基准值,ωotoi是氧化剂流量对氧箱温度的偏导数,to是氧化剂储箱温度,to0是氧化剂储箱温度的基准值,ωopfi是氧化剂流量对燃箱压力的偏导数,pf是燃烧剂储箱压力,pf0是燃烧剂储箱压力的基准值,ωotfi是氧化剂流量对燃箱温度的偏导数,tf是燃烧剂储箱温度,tf0是燃烧剂储箱温度的基准值,ωf0i燃烧剂流量理论值,ωfpoi是燃烧剂流量对氧箱压力的偏导数,ωftoi是燃烧剂流量对氧箱温度的偏导数,ωfpfi是燃烧剂流量对燃箱压力的偏导数,ωftfi是燃烧剂流量对燃箱温度的偏导数。
步骤2:计算14台10N推力器推力在卫星本体坐标系的分量Fix,Fiy,Fiz
其中αi,βi,γi为各10N推力器的喷管轴线与卫星本体x、y、z三轴的方向余弦角。
步骤3:计算轨道控制期间14台10N姿控推力器工作时间长度Δti
Δti=tie-tis
其中tie是编号为i的推力器在变轨结束时刻的累积工作时间,tis编号为i的推力器在变轨开始时刻的累积工作时间。
其中Fox是4台10N轨控推力器平均推力在卫星本体x轴的分量,Foy是4台10N轨控推力器平均推力在卫星本体y轴的分量,Foz是4台10N轨控推力器平均推力在卫星本体z轴的分量,Δt是轨道控制持续时间长度,下脚标j是卫星4台10N轨控推力器编号。
其中Fax是10台10N姿控推力器平均推力在卫星本体x轴的分量,Fay是10台10N姿控推力器平均推力在卫星本体y轴的分量,Faz是10台10N姿控推力器平均推力在卫星本体z轴的分量,Δt是轨道控制持续时间长度,下脚标k是卫星10台10N姿控推力器编号。
步骤6:计算姿轨耦合下综合推力方向至轨控推力方向的转换矩阵M
其中
步骤7:计算312转序姿轨耦合下的姿态修正量
上述步骤完成后,可通过如下公式计算卫星变轨期间4台10N轨控推力器质量消耗Mo、10台10N姿控推力器质量消耗Ma、姿控消耗相对轨控消耗百分比P和提高的燃料利用效率η,从而评估整体控制情况:
通过上述方式,本发明一种东四平台小推力姿轨耦合控制下的姿态补偿方法,通过在小推力轨道控制过程中计算姿轨耦合的实际影响,修正补偿东四平台变轨控制姿态,将变轨姿态调整为轨控推力和姿态控制的合力方向,可提高东四平台卫星在利用小推力转移轨道控制过程中的燃料利用率和轨道控制精度,有效节省卫星燃料消耗,对航天器在轨运行有一定的经济效益。
Claims (1)
1.一种东四平台小推力姿轨耦合控制下的姿态补偿方法,其特征在于,包括以下步骤:
步骤1、计算卫星各个推力器的推力大小;卫星各个推力器的推力大小Fi计算公式为:
其中,下脚标i是推力器编号,是氧化剂质量秒流量,/>是燃烧剂质量秒流量,Ii是推力器比冲,g是重力加速度,ωo0i是氧化剂流量理论值,ωopoi是氧化剂流量对氧箱压力的偏导数,po是氧化剂储箱压力,po0是氧化剂储箱压力的基准值,ωotoi是氧化剂流量对氧箱温度的偏导数,to是氧化剂储箱温度,to0是氧化剂储箱温度的基准值,ωopfi是氧化剂流量对燃箱压力的偏导数,pf是燃烧剂储箱压力,pf0是燃烧剂储箱压力的基准值,ωotfi是氧化剂流量对燃箱温度的偏导数,tf是燃烧剂储箱温度,tf0是燃烧剂储箱温度的基准值,ωf0i燃烧剂流量理论值,ωfpoi是燃烧剂流量对氧箱压力的偏导数,ωftoi是燃烧剂流量对氧箱温度的偏导数,ωfpfi是燃烧剂流量对燃箱压力的偏导数,ωftfi是燃烧剂流量对燃箱温度的偏导数;
步骤2、计算各个推力器推力在卫星本体坐标系的分量;各个推力器推力在卫星本体坐标系的分量Fix,Fiy,Fiz的计算公式为:
其中αi,βi,γi为各推力器的喷管轴线与卫星本体x、y、z三轴的方向余弦角;
步骤3、计算轨道控制期间姿控推力器工作时间长度;轨道控制期间姿控推力器工作时间长度Δti的计算公式为:
Δti=tie-tis
其中tie是编号为i的推力器在变轨结束时刻的累积工作时间,tis编号为i的推力器在变轨开始时刻的累积工作时间;
其中Fox是轨控推力器平均推力在卫星本体x轴的分量,Foy是轨控推力器平均推力在卫星本体y轴的分量,Foz是轨控推力器平均推力在卫星本体z轴的分量,Δt是轨道控制持续时间长度,下脚标j是卫星轨控推力器编号;
其中Fax是姿控推力器平均推力在卫星本体x轴的分量,Fay是姿控推力器平均推力在卫星本体y轴的分量,Faz是姿控推力器平均推力在卫星本体z轴的分量,Δt是轨道控制持续时间长度,下脚标k是卫星姿控推力器编号;
步骤6、计算姿轨耦合控制下的综合推力方向至轨控推力方向的转换矩阵;姿轨耦合控制下的综合推力方向至轨控推力方向的转换矩阵的计算公式M为:
其中
步骤7、计算312转序姿轨耦合下的姿态修正补偿量;312转序姿轨耦合下的姿态修正量的计算公式为:
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