[发明专利]一种适用于卫星可连续姿态机动次数的估算方法及系统

说明书

本发明提供了一种适用于卫星可连续姿态机动次数的估算方法及系统，步骤A：根据卫星的总体设计输入，分别计算卫星在状态A和状态B下的在轨干扰力矩及角动量累计；步骤B：根据卫星的磁力矩器配置计算卫星状态A和状态B下停留时间内可卸载的角动量；步骤C：根据卫星状态A和状态B下的质量特性参数估算卫星姿态机动过程的角动量变化；步骤D：根据卫星的角动量执行机构配置，计算卫星执行机构的总角动量；步骤E：根据步骤A～D估算卫星可连续姿态机动的次数。本发明提出一种卫星可连续姿态机动次数估算方法，通过该方法得到的卫星可连续姿态机动次数可以作为卫星在轨任务规划的设计参考。

技术领域

本发明涉及航天器姿态机动领域，具体地，涉及一种适用于卫星可连续姿态机动次数的估算方法。

背景技术

随着我国空间技术的发展，对于航天器的姿态机动能力要求越来越高。这类卫星要求姿态控制系统能提供频繁、快速的姿态机动、再定向及跟踪的能力。对于需要快速频繁机动的卫星而言，卫星姿态机动频繁程度受限于卫星的执行机构配置和在轨环境干扰力矩的影响，因此在卫星使用时，需要根据整星的可用角动量约束对卫星的姿态机动次数进行规划，从而实现整星角动量管理，更好的提升航天器的应用范围和效能。

·首先对适合于卫星可连续姿态机动次数的估算方法进行了调研。

何昱在“基于单框控制力矩陀螺的敏捷小卫星姿态机动控制研究”(哈尔滨工业大学，2011年6月)硕士学位论文研究了SGCMG大小选型问题，对于卫星整星惯性矩阵中SGCMG系统相对于其自身质心的惯性矩阵部分没有全部使用或全部忽略，而是分离了其中的非零常值分量与零均值周期分量，分别提出处理方法；文中同样研究了一种新的非线性反步机动控制律，闭环仿真显示该控制律能大幅抑制控制力矩指令峰值，同时保证控制律的光滑性、稳定性。

中国发明专利“一种姿态机动的轨迹规划方法”(专利号：201410515853.9)中，介绍了一种姿态机动的轨迹规划方法，该方法适用于单轴、双轴或三轴机动情况，可以得到最短路径的机动轨迹，实现多轴同时机动到位并稳定，满足快速机动的需求。

中国发明专利“一种姿态机动自适应轨迹规划方法”(专利号：201610817274.9)中，介绍了一种姿态机动自适应轨迹规划方法，该方法通过地面上注的姿态机动角度指令，计算相应的机动欧拉角和欧拉轴，计算沿欧拉轴方向的转动惯量，根据执行机构的最大力矩和最大角动量能力确定对应的最大角加速度和最大角速度，通过对加减速段设计了一阶三角函数过渡过程，使控制力矩的频率与挠性附件的基频隔离，确定允许的加减速最大时间和加减速最小时间范围，从而有效的抑制挠性附件的振动。

付艳兰在“三轴稳定挠性卫星的PD及滑模变结构姿态控制方法研究”(南京理工大学，2010年6月)硕士学位论文研究了挠性卫星的PD反馈姿态控制律和具有较强鲁棒性及抗干扰能力的挠性卫星滑模变结构姿态控制律，分别针对挠性帆板模态被激发带来的抖振现象、针对挠性帆板模态被激发带来的抖振现象,完成了相应改进算法的分析和数学仿真工作。

在工程研制过程中，卫星所具备的连续姿态机动次数是整星功能的重要指标，经过调研可知，目前关于卫星姿态机动的研究主要集中在卫星姿态机动控制算法、执行机构选型以及机动过程中挠性抑制等方面，均不涉及可连续姿态机动次数的估算方法。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种适用于卫星可连续姿态机动次数的估算方法及系统。

根据本发明提供的一种适用于卫星可连续姿态机动次数的估算方法，包括如下步骤：

步骤A：根据卫星的总体设计输入，分别计算卫星在状态A和状态B下的在轨干扰力矩及角动量累计；

步骤B：根据卫星的磁力矩器配置计算卫星状态A和状态B下停留时间内可卸载的角动量；

步骤C：根据卫星状态A和状态B下的质量特性参数估算卫星姿态机动过程的角动量变化；