[发明专利]一种全电推进卫星平台姿轨控执行机构的系统

说明书

本发明公开了一种全电推进卫星平台姿轨控执行机构的系统，包括卫星轨道控制系统、卫星姿态控制系统、电推进系统、控制力矩陀螺系统、反作用飞轮系统和卫星测量与反馈系统。本发明针对GEO卫星的工作特点，提出了采用控制力矩陀螺和反作用飞轮及电推进系统的执行机构系统，旨在为GEO卫星的轨道转移、轨道保持、敏捷机动提供技术保证；通过该系统协同工作，实现关于GEO卫星以下目标：减少发射和在轨质量、降低发射成本、卫星位置准确保持、提高卫星姿态机动敏捷性、延长卫星寿命等。

技术领域

本发明涉及卫星姿态和轨道控制技术领域，尤其是一种全电推进卫星平台姿轨控执行机构的系统。

背景技术

卫星质量是影响航天任务的一大重点问题。质量的减小，不仅可以节约成本，而且能极大提高效率，解决因化学燃料无法在轨补给而影响卫星寿命的问题。波音公司于2015年发射了全球首颗全电推进卫星702SP，相对于同样类型卫星，其质量减小了一半，近2000kg。研究表明电推进系统比冲远大于传统的化学推进系统，工作效率极高。然而电推进平台的推力较小，会延长GEO卫星的进入地球同步轨道的过程，毫无疑问，期间的卫星姿态对推力器的配合显得尤为重要。与此同时，当卫星进入在轨服务阶段时，姿态敏捷机动、多目标捕获和快速精确跟踪等任务需要较大的力矩，显然电推进系统无法达要求的。

随着卫星技术的发展，具有敏捷机动能力的地球观测卫星已成为当前的热点之一。未来的地球观测卫星，其姿态机动能力需要达到6deg/s，同时卫星整体将快速的机动，而不在是成像系统小角度的转动。

在所有卫星姿态执行机构中，反作用飞轮和磁力矩器等都无法满足敏捷卫星的姿态机动需求。尽管以上两者不消耗化学燃料，可以提高卫星的寿命，然而其输出力矩相对较小。而且，飞轮系统存在饱和和死区问题，而地磁场随着卫星空间位置不断变化，导致磁力矩器控制复杂。相对以上两者，推力器(化学燃料推力器)和控制力矩陀螺可以提供较为理想的力矩，足以保证卫星完成敏捷机动任务。虽然如此推力器可以产生较大的力矩，然而其需要消耗大量的工质，并且无法在轨补给，毫无疑问，这将会大大缩减卫星的寿命，同时无法满足连续机动的要求。控制力矩陀螺有着极高的力矩放大和动量存储能力，其输出力矩大、寿命长、节能高效。在大型卫星和敏捷卫星上，已得到广发使用，如国际空间站、天宫一号和法国的Pléiades-HR敏捷卫星。然而，控制力矩陀螺系统存在奇异问题，当系统进入奇异状态时，则无法输出期望力矩。针对这样的问题，一方面可以通过设计和研究奇异操纵策略应对，另一方面也可采用基于控制力矩陀螺的混合执行机构进行避免。

发明内容

本发明所要解决的技术问题在于，提供一种全电推进卫星平台姿轨控执行机构的系统，能够减少发射和在轨质量，降低发射成本，卫星位置准确保持，提高卫星姿态机动敏捷性，延长卫星寿命等。

为解决上述技术问题，本发明提供一种全电推进卫星平台姿轨控执行机构的系统，包括：卫星轨道控制系统、卫星姿态控制系统、电推进系统、控制力矩陀螺系统、反作用飞轮系统和卫星测量与反馈系统；电推进系统、控制力矩陀螺系统和反作用飞轮系统为卫星姿态和轨道控制的执行机构，它们在卫星姿态控制系统和卫星轨道控制系统的控制下执行相应的推力和力矩输出指令；执行机构分别由以下部分组成：4套电推进器、4个控制力矩陀螺和2个反作用飞轮；其工作模式包含轨道转移模式、GEO位置保持模式和姿态调整/机动模式。

优选的，电推进系统包括4套电推进器和相应的4个推力器指向调整机构；4套电推进器安装平面平行于参考坐标系xoy平面，指向机构可在一定范围内调整每个推力器的推力的指向；在轨道转移模式和姿态调整/机动模式下，电推进器羽流方向平行z轴；在GEO位置保持模式下，电推进器羽流方向通过卫星的质心，呈四棱锥构型。

优选的，控制力矩陀螺系统采用4个相同的单框架控制力矩陀螺，其安装平面为参考坐标系xoy平面，其中各个框架轴方向向上，呈金字塔构型，安装倾角为β。

优选的，2个反作用飞轮分别安装在卫星参考坐标系x和y轴方向，飞轮转轴沿坐标轴方向。