[發明專利]一種全電推進衛星平臺姿軌控執行機構的系統

有效

• 申請號: 201710564131.6
• 申請日: 2017-07-12
• 公開（公告）號: CN107487458B
• 公開（公告）日: 2020-01-17
• 發明（設計）人: 吳云華;韓鋒;鄭墨泓;華冰;陳志明;張澤中;葛林林
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: B64G1/28
• 分類號: B64G1/28
• 代理公司: 32204 南京蘇高專利商標事務所(普通合伙)
• 代理人: 王安琪

1.一種全電推進衛星平臺姿軌控執行機構的系統，其特征在于，包括：衛星軌道控制系統、衛星姿態控制系統、電推進系統、控制力矩陀螺系統、反作用飛輪系統和衛星測量與反饋系統；電推進系統、控制力矩陀螺系統和反作用飛輪系統為衛星姿態和軌道控制的執行機構，它們在衛星姿態控制系統和衛星軌道控制系統的控制下執行相應的推力和力矩輸出指令；執行機構分別由以下部分組成：4套電推進器、4個控制力矩陀螺和2個反作用飛輪；其工作模式包含軌道轉移模式、GEO位置保持模式和姿態調整/機動模式；電推進系統包括4套電推進器和相應的4個推力器指向調整機構；4套電推進器安裝平面平行于參考坐標系xoy平面，指向機構可在一定范圍內調整每個推力器的推力的指向；在軌道轉移模式和姿態調整/機動模式下，電推進器羽流方向平行z軸；在GEO位置保持模式下，電推進器羽流方向通過衛星的質心，呈四棱錐構型。

2.如權利要求1所述的全電推進衛星平臺姿軌控執行機構的系統，其特征在于，控制力矩陀螺系統采用4個相同的單框架控制力矩陀螺，其安裝平面為參考坐標系xoy平面，其中各個框架軸方向向上，呈金字塔構型，安裝傾角為β。

3.如權利要求1所述的全電推進衛星平臺姿軌控執行機構的系統，其特征在于，2個反作用飛輪分別安裝在衛星參考坐標系x和y軸方向，飛輪轉軸沿坐標軸方向。

4.如權利要求1所述的全電推進衛星平臺姿軌控執行機構的系統，其特征在于，軌道轉移模式的步驟為：

(1)由衛星測量與反饋系統確定衛星當前時刻T₀姿態E₀以及各個執行機構的狀態；

(2)根據當前的位置，星載計算機預測和求解最佳軌道機動時刻T，及衛星軌道機動能量最優的推力F_min及推力器工作的時間；同時，求解最小推力時衛星的期望姿態E_T；

(3)根據當前的衛星姿態，由星載計算機預測和求解以后某一時刻T₁作為姿態調整時刻，并求解該時刻的衛星姿態E₁；

(4)根據衛星調整時刻姿態E₁和期望姿態E_T，由星載計算機和控制器確定衛星姿態機動力矩指令序列T_c，衛星進入姿態調整/機動工作模式，并完成姿態調整/機動任務；

(5)衛星完成姿態機動任務后，由RW對衛星姿態進行保持，至軌道機動時刻；同時，由指向機構調整推力方向平行于z軸；

(6)將衛星軌道機動階段分為n個階段，在每個階段中監測衛星的姿態及推力器系統的狀態，當在某個階段內由于軌道變換而導致姿態無法配合推力器工作時，由CMG和RW系統進行姿態精確調整，以保證推力器輸出最優的推力；

(7)將推力指令分配至各個推進器，在T時刻電推進系統持續輸出相應的推力，抬高衛星軌道高度并改變軌道傾角，并監測衛星姿態，使得衛星完成一個任務周期內的變軌工作；

(8)在軌道機動過程中，由衛星測量與反饋系統確定當前的衛星姿態和推力器系統的狀態，當衛星完成軌道機動任務后，并由反作用飛輪系統對衛星姿態進行修正，克服推力器工作對衛星姿態造成的影響；

(9)當衛星完成軌道機動任務后，衛星測量與反饋系統確定當前的衛星狀態，并由反作用飛輪系統對衛星姿態進行修正，克服推力器工作對衛星姿態造成的影響。

5.如權利要求1所述的全電推進衛星平臺姿軌控執行機構的系統，其特征在于，控制力矩陀螺系統和反作用飛輪系統的狀態確定包括如下步驟：

(1)由衛星測量與反饋系統確定各個反作用飛輪的角速度大小Ω和控制力矩陀螺系統當前框架角δ；

(2)求解以下反作用飛輪飽和與控制力矩陀螺奇異衡量函數，確定當前狀態，

其中σ_i為控制力矩陀螺雅可比矩陣的奇異值，I_RW為反作用飛輪系統的轉動慣量矩陣，而Ω_max為反作用飛輪的角速度飽和值。