[发明专利]高轨道卫星大初始角速率情况的无陀螺太阳捕获控制方法

摘要

高轨道卫星大初始角速率情况的无陀螺太阳捕获控制方法，当星箭分离后，或正常进入太阳捕获前，满足条件后自主进入大初始角速率情况下的无陀螺太阳捕获模式。首先进行速率阻尼，在太阳敏感器视场太阳可见时段，进行负反馈卫星姿态控制，使太阳敏感器测量输出的X轴姿态与Y轴姿态向0°方向控制，使卫星-Z轴指向太阳方向；在太阳敏感器视场太阳不可见时段，采用相应的推力器脉冲宽度Δti补偿控制卫星的角速率。速率阻尼完成或速率阻尼达360s后，若太阳不在-Z面的太阳敏感器视场内，则开始太阳搜索；一旦-Z面两个太阳敏感器有太阳出现信号输出2.048s后，便转入巡航方式。巡航后，在地影期间，X轴、Y轴姿态反馈信号保持为0。

主权项

高轨道卫星大初始角速率情况的无陀螺太阳捕获控制方法，其特征在于步骤如下：(1)当星箭分离后，或正常控制流程进入太阳捕获前，或硬件故障报警进入太阳捕获前，当满足以下三个条件中的任意一个时，卫星自主选择进入大初始角速率情况下的无陀螺太阳捕获模式，A、陀螺线路盒均不健康；B、陀螺马达不健康个数大于1个；C、陀螺顶替标志为无顶替且|(ωY+ωZ‑ωX)‑ωS×1.732|＞ωSLimit连续满足次数超过预设值，ωSLimit为角速率比较误差限；(2)进入大初始角速率情况下的无陀螺太阳捕获模式后，首先进行速率阻尼，在太阳敏感器视场太阳可见时段，不仅将太阳敏感器在轴测量角作为姿态控制信号，而且将卫星第i轴太阳敏感器在轴测量角差分滤波平均得到的卫星角速率估计ωi代替角速率测量信号并减去偏置值后求得角速率控制信号Udi，使超出偏置值的卫星角速率减小，使太阳敏感器测量输出的X轴姿态与Y轴姿态向0°方向控制，使卫星‑Z轴指向太阳方向；在太阳敏感器视场太阳不可见时段，采用相应的推力器脉冲宽度Δti补偿控制卫星的角速率，Δti＝Ii×Δωi/Ti，i＝x、y，z，Δωi为需建立或消除卫星第i轴的角速率增量，Δωi＝Udi，Ii为卫星第i轴的转动惯量理论值，Ti为卫星第i轴的推力器控制力矩理论值，其中Δωi为正，则由产生第i轴负向控制力矩的推力器进行速率阻尼补偿控制，Δωi为负，则由产生第i轴正向控制力矩的推力器进行速率阻尼补偿控制；(3)速率阻尼完成或速率阻尼达360s后，若太阳不在‑Z面的太阳敏感器视场内，则开始太阳搜索；先作俯仰搜索，卫星以‑0.5°/s绕Y轴转动，若720s后，‑Z面太阳敏感器仍未看到太阳，再作滚动搜索，使卫星以0.5°/s绕X轴转动，若800s后仍不成功，则重作俯仰、滚动搜索；一旦‑Z面两个太阳敏感器有太阳出现信号输出2.048s后，便转入巡航方式；作俯仰、滚动搜索时以程控方式建立或消除俯仰搜索和滚动搜索角速率，方法同步骤(2)中太阳敏感器 视场太阳不可见时段的控制方法；(4)无陀螺太阳捕获转入巡航方式后，X轴、Y轴姿态反馈信号保持为0，其中X轴、Y轴、Z轴分别为卫星的滚动轴、俯仰轴和偏航轴。