GEO卫星在轨横向质心快速估算方法

针对地球静止轨道(GEO)卫星转移轨道段推进剂消耗量大,卫星横向质心偏移,导致变轨过程中发动机产生较大干扰力矩等情况,提出在轨使用推力器进行卫星横向质心估算的方法。为保证卫星姿态稳定控制,采用推力方向相同、力矩方向相反的成组推力器同时喷气激励,再用陀螺进行角速度测量,避免因力矩过大、控制系统暂停闭环控制时卫星产生较大的角速度。利用实例对横向质心估算方法进行仿真验证,结果表明:估算方法仅需10s的连续喷气激励,避免了卫星姿态的波动,估算误差可控,可用于GEO卫星转移轨道段的质心估算。     

一种海洋测高卫星质心在轨估计算法

为了满足海洋测高卫星在轨质心位置精度的要求,提出了一种使用陀螺仪测量数据在轨估算卫星质心位置的算法。该算法利用推力器工作产生外力矩,采用总体最小二乘法,综合考虑了实际推力器推力的误差及陀螺仪的测量误差,由卫星的姿态动力学方程估算得到卫星质心位置。数值仿真证明了该算法的有效性,结果表明质心位置的估计精度在毫米量级,可以满足海洋测高卫星对质心位置精度的需求。     

基于推力器的组合航天器质量特性辨识方法研究

组合航天器的质量特性辨识对提高其姿态轨道控制的精度和快速性有至关重要的作用。对基于推力器的总质量、质心位置和惯量矩阵的在轨辨识进行了研究。基于推力作用下的平动方程可得到质心位置和总质量的耦合辨识方程,基于转动方程可得到转动惯量和质心位置的耦合辨识方程,通过对角速度和线加速度进行多次采样,利用最小二乘法求解这2类辨识方程可完成总质量、质心位置和惯量矩阵的在轨辨识。基于上述辨识原理,提出一种闭环稳定的解耦质量特性辨识方法,通过设计合适的推力器工作策略,实现总质量、质心位置和惯量矩阵的解耦辨识,并采用一种不依赖于转动惯量的控制算法,使组合航天器的姿态在辨识结束后恢复到稳定状态。仿真表明,采用闭环稳定的解耦质量特性辨识方法,可保证组合航天器在推力器激励后的姿态稳定性。在仿真采用的动力学干扰、推力器误差和敏感器误差下,总质量、质心位置和惯量矩阵的辨识精度可达到10-3量级。     

一种新型卫星携气瓶推力器喷气时长计算方法

卫星自主编队保持通常采用开环控制模式,需要星载计算机(AOCC)根据推进系统的工作状态实时计算喷气时长。由于AOCC计算能力有限,在携气瓶推力器仿真测试过程中采用的速度增量关机方式不适用于在轨喷气时长的计算。为减小AOCC运算量,提高控制精度,开展了携气瓶推力器的动力学建模仿真,进行了寿命期间的性能分析。针对该时变推力模型,设计了AOCC喷气时长计算方法。通过推力的状态传递和推力预测,构造了以喷气时长为变量的代数方程,并将该方法应用到一组多次喷气情况下的喷气时长计算。仿真结果显示:与以往基于单点测量的推力器喷气时长的计算方法相比,采用该方法计算的喷气时长更接近理论值,能够有效提高卫星自主编队保持的控制精度。     

考虑姿轨耦合的航天器高精度实时导航定轨方法

针对近地轨道航天器及其全球导航卫星系统(GNSS)测量数据驱动的实时导航定轨方法,使用轨道动力学原理解析了由GNSS天线安装位置与航天器质心偏差造成的定轨误差。基于航天器在轨的刚体运动特性和对地姿态特征,提出针对安装关系对应的相对速度修正项。使用姿轨耦合的分析方法,明确了基于航天器质心轨道积分和天线测量点位速修正的GNSS测量信息模拟。结合扩展卡尔曼滤波(EKF)形式的实时导航算法,分析了安装关系造成的定轨系统误差。围绕半长轴确定误差的长期变化规律,仿真证明了GNSS测量数据的位速修正在高精度实时导航定轨过程中的必要性。     

490N发动机高精度推力矢量保证方法

针对地球静止轨道(GEO)卫星490 N发动机推力矢量在卫星转移轨道无法通过卫星质心,对卫星姿态产生干扰,进而引发卫星推进剂的多余消耗,使得卫星在轨寿命减少的问题,文章提出了一种490 N发动机高精度推力矢量保证方法,分析了影响高精度推力矢量的各种因素,并从力学安装环境、低变形支架和地面安装调整3个方面进行了设计保证,经风云四号(FY-4)卫星工程研制和飞行验证,转移轨道段推进剂消耗量小于设计值,结果表明:该保证方法可行有效,可为后续GEO卫星的总体设计和研制提供参考。     

非质心特征点相对位置和姿态估计方法研究

卫星编队飞行中,从星星体上偏离质心的任意特征点,其相对位置和相对姿态运动耦合。本文针对任意点的相对状态估计问题,推导了耦合相对轨道动力学方程和无陀螺相对姿态动力学方程,并且基于PSD敏感器对主星上点光源的视线测量值,提出了基于特征点耦合动力学和质心传统动力学的两种相对状态估计策略。针对每种策略分别设计了EKF和UKF两种滤波算法对相对状态进行估计。最后通过数学仿真对算法的有效性进行了验证,并对其计算量进行了分析。结果表明,四种算法均能对特征点的相对状态进行较高精度的估计。     

GEO电推进卫星轨道漂移策略研究

为满足GEO卫星定点位置调整的需求,利用电推力器在GEO上的控制方法,以轨道倾角、漂移经度和漂移率为目标,提出了一套结合南北位置保持的GEO卫星电推进轨道漂移策略。通过分析电推进平台在进行位置保持时的电推力器控制方法,设计电推力器点火策略,得出了漂移阶段推力器点火时刻及时长的计算方法,并分析出漂移各个阶段时间的估算公式。利用龙格库塔法对该策略进行了数值仿真验证,结果表明:文章中提出的电推进平台轨道漂移策略能够在无须姿态大幅调整并不增加额外燃料消耗的基础上完成对目标经度的轨道转移,满足漂移任务要求,并保证轨道倾角在漂移过程中稳定在0.01°以内。     

静止轨道卫星南北位置保持推力器效率补偿方法及应用

文章通过对南北位置保持原理和10N推力器工作原理分析发现,由于推进系统10N推力器安装位置差异等因素,使成对点火的推力器产生的控制力矩存在偏差,在控制过程中不可避免地会出现卫星姿态超调量过大的现象。针对某静止轨道卫星位置保持过程中卫星姿态超调量过大现象的分析,提出了南北位置保持的推力器效率补偿方法,在实际在轨操作中有效地解决了姿态角超调量过大问题。     

基于倾角修正的太阳同步轨道降交点地方时主动控制及应用

研究通过近圆太阳同步轨道卫星倾角修正控制使卫星降交点地方时反向漂移的方法,给出了控制动力学方程,分析了倾角控制的电源、轨控推力器和地面测控系统等约束条件并提出了轨道控制方案。介绍了我国首次太阳同步轨道卫星大倾角修正控制的在轨实践,对轨道倾角控制精度进行了分析和评估。修正过程中利用陀螺常值漂移对姿态机动的影响,使倾角控制对半长轴产生有利的耦合作用,减少了推进剂消耗。在轨实测结果验证了该法对降交点地方时漂移控制的有效性。